RU96096U1

RU96096U1 - MODULE TYPE CARRIER ROCKET (OPTIONS) AND ROCKET MODULE

Info

Publication number: RU96096U1
Application number: RU2009135847/22U
Authority: RU
Inventors: Владимир Григорьевич Дегтярь; Габбас Иванович Казновский; Николай Александрович Обухов; Юрий Петрович Панов; Сергей Анатольевич Рязанов; Виталий Михайлович Статов
Original assignee: Открытое Акционерное Общество "Государственный Ракетный Центр Имени Академика В.П. Макеева"
Priority date: 2009-09-25
Filing date: 2009-09-25
Publication date: 2010-07-20

Abstract

1. Ракета-носитель модульного типа, характеризующаяся тем, что она содержит первую ступень, состоящую из пакета преимущественно четырех ракетных модулей, содержащих гибридную двигательную установку, - вторую ступень, выполненную в виде модуля, аналогичного модулям первой ступени, и установленную в центре пакета ракетных модулей первой ступени, а третья и последующие ступени и головная часть, тандемно установлены на вторую ступень, при этом ракета-носитель снабжена средствами разделения ступеней и отделения головной части. ! 2. Ракета-носитель модульного типа по п.1, отличающаяся тем, что она содержит единые для всех модулей магистрали связи с наземным обслуживающим комплексом по системам заправки и слива окислителя, заправки баллонов охлажденным гелием, подачи теплого гелия в систему предпускового наддува баков окислителя, систему подачи управляющего давления азота, при этом транспортировка окислителя и гелия по ракете-носителю осуществляется трубопроводами с пуско-отсечными клапанами, установленными на каждом модуле, и контролируется сигнализаторами давления и датчиками уровня окислителя. ! 3. Ракета-носитель модульного типа, характеризующаяся тем, что она содержит первую ступень, состоящую из пакета преимущественно четырех ракетных модулей, содержащих гибридную двигательную установку, вторую ступень, установленную в центре пакета ракетных модулей первой ступени, третью и последующие ступени и головную часть, которые тандемно установлены на вторую ступень, при этом вторая, третья и последующие ступени и головная часть выполнены с использованием соответствующих частей ракет, снятых с вооружения по 1. A modular launch vehicle, characterized in that it comprises a first stage, consisting of a package of predominantly four rocket modules containing a hybrid propulsion system, a second stage, made in the form of a module similar to the first stage modules, and installed in the center of the rocket package modules of the first stage, and the third and subsequent stages and the head part, are tandemly mounted on the second stage, while the launch vehicle is equipped with means for separating the steps and separating the head part. ! 2. The carrier rocket of the modular type according to claim 1, characterized in that it contains common for all modules communication lines with a ground-based service complex for refueling and discharge systems of oxidizer, refueling with cooled helium, supply of warm helium to the pre-charge system of oxidizer tanks, the nitrogen control pressure supply system, while the oxidizer and helium are transported via the booster rocket by pipelines with start-shut-off valves installed on each module, and controlled by pressure indicators oxidation and level sensors. ! 3. A carrier rocket of a modular type, characterized in that it comprises a first stage consisting of a package of predominantly four rocket modules containing a hybrid propulsion system, a second stage installed in the center of a package of rocket modules of the first stage, a third and subsequent stages and a warhead, which are tandemly mounted on the second stage, while the second, third and subsequent stages and the warhead are made using the corresponding parts of the missiles taken out of service at

Description

Полезные модели относятся к области ракетно - космической техники и могут применяться при разработке средств выведения полезных грузов (исследовательских, коммерческих и пилотируемых аппаратов и спутников) на околоземную орбиту.Utility models relate to the field of rocket and space technology and can be used in the development of means for launching payloads (research, commercial and manned vehicles and satellites) into low Earth orbit.

Одной из проблем, решаемых в настоящее время при запуске ракет -носителей, является проблема обеспечения безопасного запуска многоступенчатой ракеты - носителя, гарантирующего сохранность стартового комплекса и дорогостоящего спутникового оборудования и космических аппаратовOne of the problems currently being solved when launching launch vehicles is the problem of ensuring the safe launch of a multi-stage launch vehicle, which guarantees the safety of the launch complex and expensive satellite equipment and spacecraft

Известны конструкции многоступенчатых ракет - носителей [1-5], состоящих из нескольких ступеней с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД), работающими на жидких компонентах топлива.Known designs of multi-stage carrier rockets [1-5], consisting of several stages with liquid rocket engines (LRE), working on liquid fuel components.

Известны также конструкции многоступенчатых ракет - носителей, ступени которых снабжены двигательными установками на твердом топливе РДТТ[6-9].Also known are the designs of multi-stage launch vehicles, the stages of which are equipped with solid propellant propulsion systems on solid propellant solid propellant rocket engines [6-9].

Опыт эксплуатации ракетных комплексов с ЖРД и РДТТ показывает, что вероятность успешного старта ракеты колеблется в диапазоне 0,85 -0,95, а это означает, что в случае неуспешного старта ракеты возникают большие затраты в стоимостном выражении из-за разрушения стартовых комплексов и необходимости их восстановления. В результате взрыва на старте из-за неисправностей ракетных систем могут быть уничтожены дорогостоящие спутники или космические аппараты стоимостью в несколько сот миллионов долларов.The operational experience of rocket systems with liquid propellant rocket engines and solid propellant rocket engines shows that the probability of a successful launch of a rocket ranges from 0.85 to 0.95, which means that in case of an unsuccessful launch of a rocket, there are high costs in cost terms due to the destruction of launch complexes and the need their recovery. An explosion at launch due to missile system malfunctions can destroy expensive satellites or spacecraft worth several hundred million dollars.

Так, 22 августа 2003 г. на пусковом комплексе в Алкантаре (Бразилия) из-за несанкционированного срабатывания системы запуска одного из четырех стартовых ускорителей первой ступени с двигателем на твердом топливе, взорвалась ракета - носитель VLS - 1[10], в результате чего была уничтожена ракета - носитель с полезным грузом стоимостью более 6 млн. $, и разрушен стартовый стол.So, on August 22, 2003, at the launch complex in Alcantara (Brazil), due to unauthorized operation of the launch system of one of the four first stage boosters with a solid fuel engine, the VLS-1 carrier rocket exploded [10], resulting in a launch vehicle with a payload of more than $ 6 million was destroyed, and the launch pad was destroyed.

В результате взрыва при старте 31 января 2007 г. [11] ракеты-носителя «ЗЕНИТ-3SL» (совместная программа США, России, Норвегии и Украины «Морской старт») была разрушена стартовая платформа (убыток от взрыва составляет ~230 млн. $) и, кроме того, был уничтожен спутник стоимостью ~ 500 млн. $.As a result of the explosion at the launch on January 31, 2007 [11] of the Zenit-3SL launch vehicle (Sea Launch joint program of the USA, Russia, Norway and Ukraine), the launch platform was destroyed (the loss from the explosion is ~ $ 230 million ) and, in addition, a satellite worth ~ $ 500 million was destroyed.

Проблему исключения взрыва ракет - носителей на стартовой позиции можно решить путем применения в стартовых ускорителях или на первых ступенях ракет - носителей двигателей на гибридном ракетном топливе, т.к. гибридное ракетное топливо имеет «нулевой тротиловый эквивалент» [12]. Двигатель на гибридном ракетном топливе не взрывается. В случае аварии, несанкционированном запуске, разгерметизации системы подачи топлива или разрушения камер сгорания или корпусов баков с жидким компонентом топлива (окислителем) процесс горения останавливается. Даже при падении ракеты, использующей гибридное топливо, со стартового стола или при транспортировке жидкий окислитель не смешивается в полном объеме с твердым горючим и взрыва не происходит, а жидкий компонент испаряется.The problem of eliminating the explosion of carrier rockets at the starting position can be solved by using hybrid rocket propellant rockets in launch accelerators or at the first stages of rockets, because hybrid rocket fuel has a “zero TNT equivalent” [12]. A hybrid rocket engine does not explode. In the event of an accident, unauthorized start, depressurization of the fuel supply system or destruction of combustion chambers or tank bodies with a liquid fuel component (oxidizing agent), the combustion process stops. Even when a rocket using hybrid fuel falls from the launch pad or during transportation, the liquid oxidizer does not fully mix with the solid fuel and the explosion does not occur, and the liquid component evaporates.

Известна работающая на гибридном ракетном топливе ракетная комбинированная двигательная система для суборбитального космического летательного аппарата [13], имеющая фюзеляж с центральной открытой для доступа внутренней цилиндрической поверхностью и содержащая вставляемый в указанную внутреннюю поверхность фюзеляжа бак окислителя, имеющий центральную заднюю поверхность и покрытую юбкой центральную наружную цилиндрическую поверхность, вытянутый в целом цилиндрический корпус двигателя твердого топлива, жестко прикрепленный одним своим концом к центральной задней поверхности бака окислителя, а на заднем своем конце образующий сопло с критическим сечением, выступающее за фюзеляж, причем указанные юбка и бак скреплены вместе при помощи эластомерного средства, а наружная поверхность юбки крепится к внутренней поверхности фюзеляжа с помощью адгезива, так что указанное эластомерное средство является единственной опорой для двигательной системы, а корпус двигателя твердого топлива непосредственно прикреплен к фюзеляжу.A hybrid rocket propellant propulsion system operating for a hybrid rocket fuel is known for a suborbital spacecraft [13], having a fuselage with a central cylindrical surface open for access and containing an oxidizer tank inserted into said inner fuselage surface, having a central rear surface and a central outer cylindrical coated skirt surface elongated generally cylindrical body of the solid fuel engine, rigidly attached to one the end to the central rear surface of the oxidizer tank, and at its rear end a nozzle with a critical cross section protruding beyond the fuselage, said skirt and tank being bonded together using elastomeric means, and the outer surface of the skirt attached to the inner surface of the fuselage with adhesive, that the specified elastomeric agent is the only support for the propulsion system, and the solid fuel engine housing is directly attached to the fuselage.

Несмотря на очевидные достоинства по сравнению с летательными аппаратами, использующими ЖРД и РДТТ, данное изобретение предназначено для крылатого суборбитального летательного аппарата и не может быть использовано в качестве многоступенчатой ракеты - носителя для выведения на космические орбиты искусственных спутников Земли или космических аппаратов научного и коммерческого назначения. Проблемным моментом является также использование в составе указанного аппарата снятых с вооружения и переоборудованных для использования в мирных целях элементов (модулей) боевых ракет, снятых с вооружения после завершения гарантийного срока эксплуатации (конверсионные ракеты).Despite the obvious advantages compared with aircraft using liquid propellant rocket engines and solid propellant rocket engines, this invention is intended for a winged suborbital aircraft and cannot be used as a multi-stage launch vehicle for launching artificial Earth satellites or scientific and commercial spacecraft into space orbits. Another problematic issue is the use of decommissioned and converted for peaceful purposes elements (modules) of combat missiles taken out of service after the end of the warranty period (conversion missiles) as part of the specified apparatus.

Несмотря на указанные недостатки, техническое решение, защищенное патентом RU №2333869, может быть принято в качестве прототипа, как наиболее близкий аналог,Despite these shortcomings, the technical solution, protected by patent RU No. 2333869, can be taken as a prototype, as the closest analogue,

Задачей предлагаемой полезной модели является создание конструкции многоступенчатой ракеты - носителя, позволяющей получить технический результат, состоящий в обеспечении безопасного старта, в том числе при использовании сборочных единиц (ступени, двигатели, системы разделения и др.) конверсионных ракет для вывода на орбиту спутников Земли и космических аппаратов различного назначения.The objective of the proposed utility model is to create the design of a multi-stage carrier rocket, which allows to obtain a technical result, which consists in ensuring a safe start, including using assembly units (stages, engines, separation systems, etc.) of conversion rockets for launching Earth orbits and spacecraft for various purposes.

Этот технический результат согласно предлагаемой заявке на полезную модель достигается тем, что ракета - носитель выполнена из ракетных модулей и содержит первую ступень, состоящую из пакета преимущественно четырех ракетных модулей, содержащих гибридные двигательные установки, - вторую ступень, выполненную в виде модуля, аналогичного модулям первой ступени, и установленную в центре пакета модулей первой ступени, а третья ступень, последующие ступени (при необходимости) и головная часть, тандемно установлены на вторую ступень.This technical result according to the proposed application for a utility model is achieved in that the carrier rocket is made of rocket modules and contains a first stage, consisting of a package of mainly four rocket modules containing hybrid propulsion systems, a second stage made in the form of a module similar to the modules of the first stages, and installed in the center of the package of modules of the first stage, and the third stage, subsequent stages (if necessary) and the head part, are tandemly mounted on the second stage.

Третья и последующие ступени могут быть также снабжены гибридными ракетными модулями.The third and subsequent stages can also be equipped with hybrid rocket modules.

Во втором патентуемом варианте вторая и третья ступени ракеты - носителя могут быть собраны из соответствующих сборочных узлов (модулей) ракет, снятых с вооружения после истечения гарантийного срока их эксплуатации.In the second patentable embodiment, the second and third stages of the launch vehicle can be assembled from the corresponding assembly units (modules) of the vehicles, taken out of service after the expiration of the warranty period of their operation.

Ракетный модуль, используемый для сборки ступеней ракеты - носителя, содержит двигательную установку на гибридном ракетном топливе, включающую камеру сгорания с зарядом твердого горючего и сопловой блок, бак с жидким окислителем, баллон для наддува гелием, пусковую камеру, теплообменник, двигатели крена и пневмогидравлическую аппаратуру управления работой двигательной установки.The missile module used to assemble the stages of the launch vehicle contains a hybrid rocket propulsion system including a solid fuel combustion chamber and nozzle block, a liquid oxidizer tank, a helium boost cylinder, a launch chamber, a heat exchanger, roll engines and pneumohydraulic equipment management of the propulsion system.

Использование ракетных модулей с двигательными установками на гибридном топливе на первой ступени ракеты - носителя обеспечивает безопасность старта ракеты и, тем самым, исключает возможность разрушения дорогостоящих стартовых комплексов, а применением ракетных модулей достигается унификация двигательных установок первой и второй ступеней, что позволяет значительно сократить время разработки и отработки ракеты и существенно снизить ее стоимость.The use of rocket modules with hybrid propulsion systems at the first stage of the launch vehicle ensures the safe launch of the rocket and thereby eliminates the possibility of destroying expensive launch systems, and the use of rocket modules allows the unification of the first and second stage propulsion systems, which significantly reduces development time and development of the rocket and significantly reduce its cost.

Сущность полезной модели поясняется графическими материалами на примере конструкции трехступенчатой ракеты - носителя модульного типа, где на Фиг.1 изображен общий вид ракеты - носителя модульного типа, а на Фиг.2 показан выносной элемент I на Фиг.1 - конструкция ракетного модуля с гибридной двигательной установкой.The essence of the utility model is illustrated by graphic materials on the example of the design of a three-stage rocket-carrier of a modular type, where Fig. 1 shows a general view of a rocket-carrier of a modular type, and Fig. 2 shows an external element I in Fig. 1 - design of a rocket module with a hybrid propulsion installation.

Ракета - носитель (Фиг.1, вариант 1) включает первую ступень 1 (Фиг.2), состоящую из пакета преимущественно четырех ракетных модулей 2, содержащих гибридную двигательную установку, вторую ступень 3, выполненную в виде ракетного модуля, аналогичного модулям 2 первой ступени, и установленную соосно в центре пакета модулей первой ступени. Третья ступень 4 и головная часть 5, тандемно установлены на вторую ступень 3, при этом ракета - носитель снабжена средствами разделения ступеней 6 и 7 и системой отделения головной части 8. Третья и последующие ступени (при необходимости) могут быть также снабжены гибридными ракетными двигателями. Количество ракетных модулей, используемых на первой ступени, может быть и более четырех.The carrier rocket (Figure 1, option 1) includes a first stage 1 (Figure 2), consisting of a package of predominantly four rocket modules 2 containing a hybrid propulsion system, a second stage 3, made in the form of a rocket module similar to modules 2 of the first stage , and mounted coaxially in the center of the first-stage module package. The third stage 4 and the head part 5 are mounted in tandem on the second stage 3, while the launch vehicle is equipped with means for separating stages 6 and 7 and a separation system for the head part 8. The third and subsequent stages (if necessary) can also be equipped with hybrid rocket engines. The number of rocket modules used in the first stage may be more than four.

Ракетные модули 2 (Фиг.2) первой 1 и второй 3 ступеней ракеты - носителя снабжены гибридной двигательной установкой 9, выполненной в виде тандемно установленных бака окислителя 10 и камеры сгорания 11 с зарядом твердого горючего 12 и сопловым блоком 13, который может как подвижным (управляемым), так и неподвижным (неуправляемым). В последнем случае управляющие усилия по каналам тангажа и рыскания первой ступени создаются разнотяговостью четырех камер сгорания путем регулирования расхода окислителя в противоположно расположенных камерах сгорания. На переднем днище камеры сгорания 11 установлены: форсуночная головка 14 для подачи окислителя в камеру сгорания 11, сигнализатор давления 15 и пусковая камера 16 (для воспламенения заряда твердого горючего 12) с электромагнитным предохранителем, исключающим несанкционированный запуск двигательной установки, и пиропатроном запуска (предохранитель и пиропатрон позициями не обозначены). Форсуночная головка 11 через регулятор расхода 17 и мембранный клапан 18 связана с пуско - отсечным клапаном 19 окислителя, который размещается в топливном баке 10.The rocket modules 2 (Figure 2) of the first 1 and second 3 stages of the launch vehicle are equipped with a hybrid propulsion system 9 made in the form of a tandem mounted oxidizer tank 10 and a combustion chamber 11 with a solid fuel charge 12 and a nozzle block 13, which can be either movable ( controlled), and motionless (uncontrollable). In the latter case, the control efforts along the pitch and yaw channels of the first stage are created by the multi-pulling of the four combustion chambers by controlling the flow of oxidizer in the opposed combustion chambers. On the front bottom of the combustion chamber 11 there are installed: a nozzle head 14 for supplying an oxidizing agent to the combustion chamber 11, a pressure switch 15 and a launch chamber 16 (for igniting the charge of solid fuel 12) with an electromagnetic fuse that prevents unauthorized starting of the propulsion system, and a start squib (fuse and the squib is not indicated by positions). The nozzle head 11 through the flow regulator 17 and the diaphragm valve 18 is connected with the start - shut-off valve 19 of the oxidizer, which is located in the fuel tank 10.

В двигательных установках первой, второй и третьей ступеней используются гибридные компоненты топлива (например, бутилкаучук и жидкий кислород).In propulsion systems of the first, second and third stages, hybrid fuel components (for example, butyl rubber and liquid oxygen) are used.

Ракетные модули, используемые на первой и второй ступенях ракеты - носителя конструктивно выполнены аналогичными: в их камерах сгорания размещаются одинаковые заряды твердого горючего; топливные баки окислителя имеют одинаковую конструкцию и заправляются одинаковым количеством жидкого кислорода. Отличие заключается только в конструкции соплового блока. В ракетных модулях первой ступени сопловой блок может быть неподвижным, либо качаться в одной плоскости, а ракетных модулях второй ступени сопло качается в двух плоскостях. Таким образом, достигается унификация двигательных установок первой и второй ступеней.The missile modules used in the first and second stages of the launch vehicle are structurally similar: in their combustion chambers the same charges of solid fuel are placed; oxidizer fuel tanks have the same design and are charged with the same amount of liquid oxygen. The difference lies only in the design of the nozzle block. In the rocket modules of the first stage, the nozzle block can be stationary or swing in one plane, and the rocket modules of the second stage the nozzle swings in two planes. Thus, the unification of the propulsion systems of the first and second stages is achieved.

В состав ракетного модуля 2 первой ступени входят двигатели крена 20 с камерами дожигания (позицией не обозначены), работа которых основана на принципе дожигания газа с избытком горючего в камерах дожигания, куда подается дополнительный расход окислителя. Подавая в ту или другую камеру дожигания двигателей крена 20 дополнительный расход окислителя, увеличивают расход газа через сопло этой камеры и, тем самым, создают управляющее усилие по каналу крену.The composition of the rocket module 2 of the first stage includes bank 20 engines with afterburners (not indicated by the position), the operation of which is based on the principle of afterburning of gas with excess fuel in the afterburners, where an additional oxidizer flow rate is supplied. By applying an additional oxidizer flow rate to one or another chamber of afterburning of the roll engines 20, the gas flow through the nozzle of this chamber is increased and, thereby, a control force is created along the roll channel.

Газ с избытком горючего поступает в камеры дожигания двигателей крена 20 через теплообменник 21 из зоны горения 22, создаваемой в районе заднего днища камеры сгорания 11 для снижения степени разгара соплового блока.Gas with excess fuel enters the afterburner of the roll engine 20 through the heat exchanger 21 from the combustion zone 22 created in the vicinity of the rear bottom of the combustion chamber 11 to reduce the degree of burning of the nozzle block.

Так как удельный импульс гибридного двигателя незначительно зависит от давления в камере сгорания, то, создавая в камере сгорания давление порядка 30 кгс/см, можно применить вытеснительную систему подачи окислителя в камеру сгорания с давлением в топливном баке 35-40 кгс/см². Это приводит к некоторому утяжелению конструкции топливного бака, но значительно упрощает конструкцию гибридной двигательной установки ракетного модуля в целом (по сравнению с двигательной установкой с турбонасосной системой подачи жидкого компонента) и его отработку, так как отпадает необходимость в разработке и отработке специального турбонасосного агрегата. Для наддува топливного бака в полете применяется охлажденный гелий, который заправляется в процессе предпусковой подготовки в баллоны 23, установленные в баке окислителя 10. Система наддува снабжена также редуктором 24 и специальным теплообменником 21, в котором гелий перед подачей его в бак нагревается газами, отбираемыми из зоны 22 в камере сгорания 11. После теплообменника газ из камеры сгорания 11 сбрасывается в атмосферу через двигатели крена 20. Для повышения безопасности системы наддува на дренажной магистрали установлен предохранительный клапан 25, который обеспечивает сброс избыточного давления за борт ракеты. На баке 10 окислителя смонтированы сигнализатор давления 26 и датчик уровня 27 окислителя. Давление в баллонах 20 с гелием контролируется сигнализаторами давления 28. В состав двигательной установки 9 ракетного модуля 2 входят: клапан заправки 29 кислородом, дренажный клапан 30 и электропневмоклапаны (далее ЭПК) 31, 32, 33, 34, 35, 36, управляющие соответственно пуско - отсечным клапаном 19, подачей гелия в редуктор 24 и далее в теплообменник 21, включением наддува бака 10, клапаном заправки 29, клапаном дренажным 30 и зарядкой баллонов 23. Ракетные модули, используемые на первой ступени ракеты - носителя, снабжены системой отделения 6 от второй ступени, состоящей из устройства снятия жесткой связи, выполненной из двух поясов, и устройства увода отделяемого модуля. В нижнем поясе модуль крепится с помощью раскрывающегося шарнира, в верхнем поясе - жестко, например, с помощью пирозамков. Устройство увода выполнено в виде установленных на баке окислителя сопел увода 37 с пусковыми клапанами (позицией не обозначены), создающих тягу за счет истекающего из бака гелия, используемого для наддува. Тяга этих сопл направлена под углом к оси двигателя первой ступени в сторону двигателя второй ступени.Since the specific impulse of the hybrid engine does not significantly depend on the pressure in the combustion chamber, by creating a pressure of about 30 kgf / cm in the combustion chamber, it is possible to use a displacement system for supplying the oxidizer to the combustion chamber with a pressure in the fuel tank of 35-40 kgf / cm ² . This leads to some weighting of the design of the fuel tank, but significantly simplifies the design of the hybrid propulsion system of the rocket module as a whole (as compared to the propulsion system with a turbopump supply system for the liquid component) and its development, since there is no need to develop and develop a special turbopump unit. Chilled helium is used to pressurize the fuel tank in flight, which is filled during pre-start preparation into cylinders 23 installed in the oxidizer tank 10. The pressurization system is also equipped with a gearbox 24 and a special heat exchanger 21, in which the helium is heated by gases taken from the tank zone 22 in the combustion chamber 11. After the heat exchanger, gas from the combustion chamber 11 is discharged into the atmosphere through the bank engines 20. To increase the safety of the boost system, a fuse is installed on the drain line first valve 25 that provides overpressure overboard missile. A pressure switch 26 and an oxidizer level sensor 27 are mounted on the oxidizer tank 10. The pressure in the cylinders 20 with helium is controlled by pressure indicators 28. The propulsion system 9 of the rocket module 2 includes: an oxygen filling valve 29, a drain valve 30 and electro-pneumatic valves (hereinafter EPK) 31, 32, 33, 34, 35, 36, which respectively control the start-up - shut-off valve 19, the supply of helium to the gearbox 24 and further to the heat exchanger 21, the inclusion of pressurization of the tank 10, the filling valve 29, the drain valve 30 and the charging of the cylinders 23. The missile modules used in the first stage of the launch vehicle are equipped with a separation system 6 from the second steps Consisting of removal of the rigid connection device formed of two belts, and devices slip detachable module. In the lower zone, the module is fastened using a drop-down hinge, in the upper zone - rigidly, for example, with the help of pyro locks. The withdrawal device is made in the form of withdrawal nozzles 37 with start valves (not indicated by the position) installed on the oxidizer tank, which create traction due to the helium flowing from the tank used for pressurization. The thrust of these nozzles is directed at an angle to the axis of the engine of the first stage towards the engine of the second stage.

Для уменьшения аэродинамического сопротивления на каждом ракетном модуле 2 первой ступени ракеты-носителя установлен обтекатель 38.To reduce aerodynamic drag on each rocket module 2 of the first stage of the launch vehicle mounted fairing 38.

Система отделения 7 второй и третьей ступеней и система отделения 8 головной части состоит из двух подсистем: системы снятия жесткой связи между разделяемыми частями и системы, обеспечивающей разделившимся ступеням необходимую относительную скорость. Жесткая связь между разделяемыми частями снимается стандартным способом, например, с помощью удлиненного детонирующего заряда, а относительная скорость в процессе разделения обеспечивается с помощью баковых сопл противотяги, устанавливаемых на верхних днищах баков двигательных установок соответствующих ступеней, которые обеспечивают торможение отделившейся ступени.The separation system 7 of the second and third stages and the separation system 8 of the head part consists of two subsystems: a system for removing the rigid connection between the parts to be separated and a system that provides the necessary relative speed for the divided stages. The rigid connection between the parts to be separated is removed in a standard way, for example, using an elongated detonating charge, and the relative speed during the separation process is ensured by tank anti-draft nozzles mounted on the upper bottoms of the tanks of the propulsion systems of the corresponding stages, which provide braking of the separated stage.

Ракета - носитель модульного типа (вариант 1) эксплуатируется следующим образом.The carrier rocket of a modular type (option 1) is operated as follows.

Подготовка ракеты - носителя к пуску начинается с заправки баков 10 окислителем, для чего на борт ракеты подают управляющее давление азота ~100 кгс/см², а в расходную магистраль заправки окислителем - охлажденный азот. После этого на баке каждой ступени подачей напряжения на ЭПК 34 и 35 подается управляющее давление азота на клапан дренажный 30, который открывается, обеспечивая дренаж соответствующего бака в атмосферу, и на клапан заправки окислителя 29, сообщая бак с расходной магистралью. Охлажденный азот из расходной магистрали поступает в баки, обеспечивая их продувку. Через заданный промежуток времени, достаточный для продувки баков, прекращается подача охлажденного азота, и в расходную магистраль подается жидкий кислород. Начинается заправка баков жидким кислородом. В процессе заправки дренаж баков осуществляется в атмосферу через открытые дренажные клапаны 30, а контроль процесса заправки осуществляется по датчикам уровня 27. При достижении в баках 10 уровня кислорода, достаточного для того, чтобы баллоны 23 оказались под слоем окислителя, начинается заправка баллонов 23 холодным гелием. Для этого в магистраль, связывающую ракету с наземным обслуживающим комплексом подается холодный гелий, а на каждой ступени подается команда на ЭПК 36 зарядки баллонов 23. Контроль зарядки баллонов 23 осуществляется по сигнализаторам давления 28 в баллонах каждого модуля.Preparation of the launch vehicle for launch begins with refueling of tanks 10 with an oxidizing agent, for which a nitrogen control pressure of ~ 100 kgf / cm ^{2 is} supplied to the side of the rocket, and cooled nitrogen is fed into the flow line of the refueling with an oxidizing agent. After that, on the tank of each stage, by supplying voltage to the EPA 34 and 35, the control pressure of nitrogen is supplied to the drain valve 30, which opens, providing drainage of the corresponding tank to the atmosphere, and to the oxidizer refueling valve 29, communicating the tank with the supply line. Cooled nitrogen from the supply line enters the tanks, ensuring their purge. After a specified period of time sufficient to purge the tanks, the supply of chilled nitrogen is stopped, and liquid oxygen is supplied to the supply line. Refueling with liquid oxygen begins. During refueling, the tanks are drained into the atmosphere through open drain valves 30, and the refueling process is monitored using level gauges 27. When the level of oxygen in the tanks 10 is sufficient to ensure that the cylinders 23 are under an oxidizing layer, the filling of cylinders 23 with cold helium begins . To do this, cold helium is supplied to the line connecting the rocket with the ground-based servicing complex, and at each stage a command is sent to the EPK 36 for charging the cylinders 23. The charging of the cylinders 23 is monitored by pressure indicators 28 in the cylinders of each module.

Заправка баков окислителем осуществляется до достижения в каждом баке соответствующего уровня. По сигналу от датчиков уровня 27 в соответствующем баке снимается электрическое напряжение с ЭПК 34, управляющего клапаном заправки 29 на этом баке. При этом давление из управляющей полости клапана заправки 29 сбрасывается в атмосферу, и он закрывается. Если уровень окислителя в баке понизится, вследствие его испарения через дренажную магистраль, то вновь подается команда на ЭПК 34 управления клапаном заправки 29, который открывается, и производится подпитка бака 10 жидким кислородом до достижения соответствующего уровня.Tanks are filled with oxidizer until each tank reaches the appropriate level. By the signal from the level sensors 27 in the corresponding tank, the electric voltage is removed from the EPA 34, which controls the filling valve 29 on this tank. In this case, the pressure from the control cavity of the filling valve 29 is released into the atmosphere, and it closes. If the oxidizer level in the tank decreases due to its evaporation through the drainage line, then the command is again sent to EPK 34 to control the filling valve 29, which opens, and the tank 10 is replenished with liquid oxygen until the corresponding level is reached.

После того, как будут получены сигналы о заправке баллонов 23 холодным гелием и баков 10 окислителем до необходимого уровня, формируется команда на предпусковой наддув баков 10. Перед командой на предпусковой наддув снимается напряжение с ЭПК 35, при этом давление из управляющих полостей клапанов дренажа 30 сбрасывается, и последние закрываются. Затем в магистраль предпускового наддува, связывающую ракету с наземным обслуживающим комплексом, подается теплый гелий, а на ЭПК 33 соответствующих баков подается электрическое напряжение, и они открываются. Начинается предпусковой наддув баков 10 соответствующих ступеней ракеты. При достижении в баках требуемого давления срабатывают сигнализаторы давления 26 и по сигналу от них снимается напряжение с соответствующего ЭПК 33, и наддув баков прекращается. После наддува всех баков наземным обслуживающим комплексом прекращается подача холодного гелия на зарядку баллонов и жидкого кислорода для заправки баков, осуществляется продувка заправочной магистрали окислителя азотом. А затем прекращается подача управляющего азота. Вся предстартовая подготовка осуществляется через единые для всех модулей магистрали связи наземным обслуживающим комплексом. Перед командой на запуск двигательной установки первой ступени подается электрическое напряжение на взведение электромагнитных предохранителей пусковых камер 16 и на ЭПК 32, открывающие подачу холодного гелия из баллонов 23 для полетного наддува баков окислителя. После подачи электрического напряжения на пиропатроны пусковых камер 16 воспламеняются их заряды, и пороховые газы поступают в камеры сгорания 11 двигательных установок 9, где разогревают и поджигают заряды твердого горючего 12. Одновременно с этим давлением газа из пусковой камеры 16 вскрываются мембранные клапаны 18, по команде от ЭПК 31 открываются пуско - отсечные клапаны 19 и через регуляторы расхода 17 под действием давления наддува в камеры сгорания 11 двигательных установок ракетных модулей первой ступени подается жидкий окислитель. Двигательная установка первой ступени выходит на режим, и ракета-носитель стартует.After the signals about refueling of the cylinders 23 with cold helium and the tanks 10 with the oxidizer to the required level are received, a command is formed for the pre-pressurization of the tanks 10. Before the command for the pre-pressurization, the voltage is removed from the EPA 35, while the pressure from the control cavities of the drain valves 30 is relieved , and the latter close. Then, warm helium is fed into the prestarting supercharging line connecting the rocket with the ground-based maintenance complex, and electrical voltage is applied to the EPA 33 of the respective tanks, and they open. The pre-launch boost of the tanks of the 10 corresponding rocket stages begins. When the required pressure is reached in the tanks, the pressure switches 26 are triggered and the signal from them releases the voltage from the corresponding EPC 33, and the tank pressurization is stopped. After all tanks are pressurized with a ground handling complex, the supply of cold helium to charge cylinders and liquid oxygen for refueling is stopped, and the oxidizer refueling line is purged with nitrogen. And then the supply of control nitrogen stops. All prelaunch preparation is carried out through the ground service complex common for all modules of the communication trunk. Before the command to start the propulsion system of the first stage, an electric voltage is applied to cock the electromagnetic fuses of the launch chambers 16 and to the EPK 32, which open the supply of cold helium from cylinders 23 for the flight pressurization of the oxidizer tanks. After applying electric voltage to the squib chambers of the launch chambers 16, their charges are ignited, and the powder gases enter the combustion chambers 11 of the propulsion systems 9, where the charges of solid fuel 12 are heated and set on fire. At the same time, the gas valves 18 are opened from the launch chamber 16 by command start-up shut-off valves 19 are opened from EPK 31 and liquid oxidizer is supplied to the combustion chambers 11 of the propulsion systems of the rocket modules of the first stage through the flow regulators 17 under the influence of boost pressure. The propulsion system of the first stage enters the mode, and the booster starts.

Наддув 10 баков в полете осуществляется гелием из баллонов 23, утопленных в баке окислителя. Для этого от системы управления ракеты подается команда на ЭПК 32, который открывается и пропускает гелий сначала на редуктор 24, а затем в теплообменник 21. Для подачи подогретого гелия непосредственно в баки используются ЭПК 33. Контроль давления наддува осуществляется с помощью сигнализаторов давления 26, установленных на баках. При достижении в баках требуемого давления по сигналу от сигнализаторов давления ЭПК 33 закрывается, и наддув прекращается. При понижении давления в баках ниже давления настройки сигнализаторов снова подается команда на ЭПК 33, который открывается, и цикл наддува повторяется.The pressurization of 10 tanks in flight is carried out by helium from cylinders 23 recessed in the oxidizer tank. For this, a command is sent from the rocket control system to EPK 32, which opens and passes helium first to gearbox 24 and then to heat exchanger 21. EPK 33 is used to supply heated helium directly to the tanks. The charge pressure control is carried out using pressure alarms 26 installed on the tanks. When the required pressure in the tanks is reached by the signal from the pressure signaling devices, the EPA 33 closes and the boost stops. When the pressure in the tanks drops below the pressure of the alarm settings, the command is again sent to EPA 33, which opens, and the boost cycle is repeated.

Ракета осуществляет полет по заданной траектории до выработки топлива в двигательных установках первой ступени.The missile flies along a predetermined path until fuel is developed in the propulsion systems of the first stage.

Выключение двигательных установок осуществляется по команде от системы управления ракеты путем снятия напряжения с ЭПК 31, при этом клапаны закрываются, прекращается подача давления в управляющую полости пуско - отсечных клапанов 19, и они сообщается с окружающей средой, после чего пуско - отсечные клапаны 19 закрываются, прекращая подачу окислителя в камеры сгорания двигательных установок ракетных модулей первой ступени, и горение в камерах сгорания прекращается. Одновременно с командой на выключение двигательной установки первой ступени подается команда на запуск двигательной установки второй ступени и на отделение первой ступени от второй.Shutdown of propulsion systems is carried out on command from the rocket control system by removing the voltage from EPA 31, while the valves are closed, the pressure supply to the control cavity of the start-shut-off valves 19 is stopped, and they communicate with the environment, after which the start-shut-off valves 19 are closed, stopping the supply of oxidizer to the combustion chambers of the propulsion systems of the rocket modules of the first stage, and combustion in the combustion chambers ceases. Simultaneously with the command to turn off the propulsion system of the first stage, a command is issued to start the propulsion system of the second stage and to separate the first stage from the second.

К концу работы двигателя перед разделениям ступеней в баке окислителя накоплен значительный запас энергии в виде давления, содержавшегося в нем гелия. Этот запас энергии используется в системе разделения первой и второй ступеней. По команде на отделение первой ступени вскрываются сопла увода 37 и одновременно разрушаются силовые связи в верхнем опорном поясе системы разделения 6. Под действием тяги сопл увода 37 ракетные модули 2 разворачиваются на опорных шарнирах в нижнем поясе относительно второй ступени. При достижении определенного угла разворота нижние шарниры раскрываются, и ракетные модули 2 отделяются от второй ступени и тягой сопл 37 уводятся.By the end of engine operation, before the stage separations, a significant amount of energy was accumulated in the oxidizer tank in the form of the pressure contained in it helium. This energy reserve is used in the separation system of the first and second stages. On command to separate the first stage, the withdrawal nozzles 37 are opened and the power connections in the upper support belt of the separation system 6 are simultaneously destroyed. Under the influence of the draft nozzles of the withdrawal 37, the rocket modules 2 are deployed on the support hinges in the lower belt relative to the second stage. When a certain turning angle is reached, the lower hinges open, and the rocket modules 2 are separated from the second stage and the nozzle thrust 37 is removed.

Запуск и работа двигательной установки второй ступени осуществляется так же, как и двигательная установка ракетного модуля первой ступени. Отличие в работе двигательной установки второй ступени от работы двигательной установки ракетного модуля первой ступени заключается в том, что управление второй ступенью осуществляется качанием сопла двигателя в двух плоскостях.The launch and operation of the propulsion system of the second stage is carried out in the same way as the propulsion system of the rocket module of the first stage. The difference in the operation of the propulsion system of the second stage from the operation of the propulsion system of the rocket module of the first stage is that the second stage is controlled by swinging the engine nozzle in two planes.

Окончание работы двигательной установки второй ступени, как и двигательной установки первой ступени может контролироваться по спаду давления в камере двигателя, либо двигатель может выключаться системой управления ракеты по достижении определенного функционала.The completion of the second stage propulsion system, as well as the first stage propulsion system, can be controlled by the pressure drop in the engine chamber, or the engine can be turned off by the rocket control system when a certain functionality is achieved.

Одновременно с командой на выключение двигательной установки второй ступени может быть подана команда на запуск двигательной установки третьей ступени и на отделение второй ступени от третьей.Simultaneously with the command to turn off the propulsion system of the second stage, a command can be issued to start the propulsion system of the third stage and to separate the second stage from the third.

Отделение второй ступени от третьей осуществляется с помощью сопл противотяги (на чертежах не показаны), установленных на верхнем днище бака окислителя второй ступени. Для этого одновременно подаются команды на снятие жесткой связи между второй и третьей ступенями и задействование сопел противотяги, установленных на верхнем днище бака окислителя двигательной установки второй ступеней. Гелий из бака окислителя поступает в сопла, которые создают осевую противотягу.Separation of the second stage from the third is carried out using anti-draft nozzles (not shown in the drawings) installed on the upper bottom of the oxidizer tank of the second stage. To do this, at the same time commands are issued to remove the rigid connection between the second and third stages and to use the anti-traction nozzles installed on the upper bottom of the oxidizer tank of the second-stage propulsion system. Helium from the oxidizer tank enters the nozzle, which creates an axial traction.

Запуск двигательной установки третьей ступени и его работа ничем не отличается от запуска и работы двигателя второй ступени.Starting a third stage propulsion system and its operation is no different from starting and operating a second stage engine.

После завершения работы третьей ступени происходит отделение головной части.After completing the work of the third stage, the head part is separated.

Ракета - носитель (вариант 2) включает первую ступень 1, состоящую из пакета преимущественно четырех ракетных модулей 2, содержащих гибридную двигательную установку, а вторая 3 и третья 4 ступени, и головная часть могут быть сборочными узлами ракет, снятых с вооружения после истечения гарантийного срока их эксплуатации. Вторая ступень 3, как и в варианте 1, установлена соосно в центре пакета модулей 2 первой ступени 1, а третья ступень 4 и головная часть 5, тандемно установлены на вторую ступень 3, при этом ракета - носитель снабжена средствами разделения ступеней 6 и 7 и системой отделения головной части 8.The carrier rocket (option 2) includes the first stage 1, consisting of a package of mainly four missile modules 2 containing a hybrid propulsion system, and the second 3 and third 4 stages, and the warhead can be missile assemblies taken out of service after the warranty period expires their operation. The second stage 3, as in option 1, is installed coaxially in the center of the package of modules 2 of the first stage 1, and the third stage 4 and the head part 5 are tandemly mounted on the second stage 3, while the launch vehicle is equipped with means for separating stages 6 and 7 and head separation system 8.

Предстартовая подготовка и работа двигательной установки ракетных модулей первой ступени аналогичны варианту 1. Вторая и третья ступени, в которых использованы сборочные узлы (модули) снятых с вооружения ракет, работают в патентуемой ракете - носителе в соответствии с алгоритмами, заложенными в боевой ракете.The prelaunch and operation of the propulsion system of the rocket modules of the first stage are similar to option 1. The second and third stages, in which the assemblies (modules) of the decommissioned missiles are used, operate in a patented carrier rocket in accordance with the algorithms embedded in the combat missile.

Количество ступеней, устанавливаемых на ракете - носителе в обоих вариантах, может быть и более трех.The number of steps installed on the carrier rocket in both versions may be more than three.

Патентуемая ракета-носитель модульного типа обеспечивает безопасный старт и, тем самым, исключает возможность разрушения стартового комплекса и может быть использована для вывода на орбиту дорогостоящих спутников и космических аппаратов для коммерческих или научных целей.The patented modular launch vehicle provides a safe start and, thus, eliminates the possibility of destruction of the launch complex and can be used to put expensive satellites and spacecraft into orbit for commercial or scientific purposes.

Источники информации.Information sources.

1. Патент US 4451017, МПК B64G 1/40. Трехступенчатая ракета. Опубл. 29.05.1984 г.1. Patent US 4451017, IPC B64G 1/40. Three stage rocket. Publ. 05/29/1984

2. Патент RU 2088787, МПК F02K 9/76, B64D 37/14. Многоступенчатая ракета. Приоритет от 28.03.1994 г.2. Patent RU 2088787, IPC F02K 9/76, B64D 37/14. Multistage rocket. Priority of March 28, 1994

3. Патент RU 2175398, МПК F02K 1/00. Ракета - носитель. Приоритет от 10.08.1999 г.3. Patent RU 2175398, IPC F02K 1/00. A rocket is a carrier. Priority August 10, 1999

4. Патент RU 2149125, МПК B64G 1/00, 1/14, 1/40. Ракета - носитель. Приоритет от 09.08.1999 г.4. Patent RU 2149125, IPC B64G 1/00, 1/14, 1/40. A rocket is a carrier. Priority from 08/09/1999

5. Патент RU 2291817, МПК B64G 1/26 (2006.01). Ракета - носитель модульного типа (варианты). Приоритет от 20.03.2004 г.5. Patent RU 2291817, IPC B64G 1/26 (2006.01). Rocket - a carrier of a modular type (options). Priority March 20, 2004

6. Патент US 4964340, МПК B64G 1/40. Двигательная установка для многоступенчатых ракет. Опубл. 23.10.1990 г.6. Patent US 4964340, IPC B64G 1/40. Propulsion system for multi-stage missiles. Publ. 10/23/1990 g.

7. Патент US 5143328, МПК B64G 1/00, B64G 1/40. Ракета-носитель с изменяемой компоновкой межступенчатого коллектора ракетного и ускорителей с ракетными двигателями твердого топлива. Опубл. 01.09.1992 г.7. Patent US 5143328, IPC B64G 1/00, B64G 1/40. Launch vehicle with variable layout interstage rocket collector and boosters with solid fuel rocket engines. Publ. 09/01/1992

8. Патент RU 2205776, МПК B64G 1/00. Многоступенчатая ракета. Приоритет от 17.12.2001 г.8. Patent RU 2205776, IPC B64G 1/00. Multistage rocket. Priority dated December 17, 2001

9. Патент RU 2025645, МПК F42B 15/00. Ракета. Приоритет от 30.12.1992 г.9. Patent RU 2025645, IPC F42B 15/00. Rocket. Priority dated 12/30/1992

10. И.Афанасьев. Катастрофа в Алкантаре. Новости космонавтики, №10, 2003 г, стр.31-34.10. I. Afanasyev. Accident in Alcantara. Cosmonautics News, No. 10, 2003, pp. 31-34.

11. И.Афанасьев. «Морской старт»: запуски будут продолжены. Новости космонавтики, №5, 2007 г., стр.46-48.11. I. Afanasyev. Sea Launch: launches will continue. Cosmonautics News, No. 5, 2007, pp. 46-48.

12. И.Черный. Огневые испытания «гибрида». Новости космонавтики, №1, 2001 г., стр.36.12. I. Black. Fire tests of the "hybrid". Cosmonautics News, No. 1, 2001, p. 36.

13. Патент RU 2333869, МПК B64G 1/16. Унифицированная комбинированная ракетная система. Приоритет от 29.03.2004 г.13. Patent RU 2333869, IPC B64G 1/16. Unified combined missile system. Priority March 29, 2004

Claims

1. A modular launch vehicle, characterized in that it comprises a first stage, consisting of a package of predominantly four rocket modules containing a hybrid propulsion system, a second stage, made in the form of a module similar to the first stage modules, and installed in the center of the rocket package modules of the first stage, and the third and subsequent stages and the head part, are tandemly mounted on the second stage, while the launch vehicle is equipped with means for separating the steps and separating the head part.

2. The carrier rocket of the modular type according to claim 1, characterized in that it contains common for all modules communication lines with a ground-based service complex for refueling and discharge systems of oxidizer, refueling with cooled helium, supply of warm helium to the pre-charge system of oxidizer tanks, the nitrogen control pressure supply system, while the oxidizer and helium are transported via the booster rocket by pipelines with start-shut-off valves installed on each module, and controlled by pressure indicators oxidation and level sensors.

3. A carrier rocket of a modular type, characterized in that it comprises a first stage consisting of a package of predominantly four rocket modules containing a hybrid propulsion system, a second stage installed in the center of a package of rocket modules of the first stage, a third and subsequent stages and a warhead, which are tandemly mounted on the second stage, while the second, third and subsequent stages and the warhead are made using the corresponding parts of the missiles taken out of service after the expiration of the warranty about the term of their operation, and the launch vehicle is equipped with means for separating stages and separating the warhead.

4. The carrier rocket of the modular type according to claim 3, characterized in that it contains the same for all modules communication lines with a ground-based service system for refueling and discharge of oxidizer, refueling cylinders with cooled helium, supplying warm helium to the pre-charge system of oxidizer tanks, the nitrogen control pressure supply system, while the oxidizer and helium are transported via the booster rocket by pipelines with start-shut-off valves installed on each module, and controlled by pressure indicators oxidation and level sensors.

5. The rocket module of the launch vehicle, characterized in that it is equipped with a hybrid propulsion system made in the form of a tandem mounted oxidizer tank and a combustion chamber with a solid fuel charge and nozzle block, an oxidizer tank pressurization system containing refrigerated helium tanks installed in the tank oxidizer, gearbox, heat exchanger and control and control valves, an oxidizer tank refueling system and an oxidizer feed into the combustion chamber of a propulsion system containing oxide refueling and drain valves rer, safety and drain valves, starter valves oxidizer supply nozzle in the combustion chamber crown, the oxidant flow regulator and a pressure switch in the combustion chamber, electropneumatic supply a control pressure to the control valve; a launching chamber for starting a propulsion system with an electromagnetic fuse and a squib cartridge, while the rocket module is equipped with bank engines, and in the area of the rear bottom of the combustion chamber a combustion zone with excess fuel is created, connected through the heat exchanger to the bank engines.

6. The rocket launcher module according to claim 5, characterized in that it is equipped with a fairing.

7. The rocket launcher module according to claim 5, characterized in that it is equipped with a separation system, consisting of a device for removing the rigid connection, made of two belts, and a device for removing the detachable module, while the module in the lower belt is attached using a pop-up hinge , in the upper zone - rigidly, for example, with the help of pyro locks, and the withdrawal device is made in the form of nozzles mounted on the oxidizer tank, creating traction due to the helium flowing from the tank used for pressurization.

8. The rocket launcher module according to claim 5, characterized in that the nozzle block is made uncontrollable, while the control efforts along the pitch and yaw channels are created by the multi-pulling force of the four combustion chambers of the hybrid propulsion system by controlling the flow of oxidizer into the opposed combustion chambers.