RU2561154C2 - Method of carrying out acceleration of carrier-rockets - Google Patents

Abstract

FIELD: weapons and ammunition.

SUBSTANCE: invention can be used for acceleration of carrier-rockets (CR). On the active part of the trajectory, the acceleration of CR is carried out by producing reactive forces from the action of rocket engines, a constant removal is carried out in proportion to the current total mass flow rate of components of rocket fuel to the outer space in the form of chips or powder, becoming redundant, excessive and unnecessary for further flight of tank parts for the components of the rocket fuel.

EFFECT: invention enables to accelerate the speed of carrier-rockets.

2 cl, 2 dwg

Description

Предлагаемое техническое решение относится к ракетной технике, а именно к способам осуществления разгона ракет-носителей (в особенности их полезных нагрузок) на активных участках их траекторий.The proposed technical solution relates to rocket technology, and in particular to methods of accelerating carrier rockets (especially their payloads) in active sections of their trajectories.

Известен способ разгона ракет-носителей и их полезных нагрузок, в соответствии с которым придание им необходимых скоростей осуществляют с помощью мощных последовательно включаемых электромагнитов-ускорителей (см., например, книгу «Труды по ракетной технике», автор К.Э. Циолковский, Москва, изд-во «Оборонгиз», 1947 год, стр.118). Подробное современное описание см. в публикации «Космический старт с помощью модифицированной пушки Гаусса», автор Лапушкин А.Г., www.abifa.ru/conf/start/arhive/13/report/…/a_fbaw.html.There is a known method of accelerating launch vehicles and their payloads, according to which they are given the necessary speeds using powerful sequentially connected electromagnet accelerators (see, for example, the book "Proceedings on rocket technology", author K.E. Tsiolkovsky, Moscow , Oborongiz Publishing House, 1947, p. 118). For a detailed modern description, see the publication “Space Launch Using a Modified Gauss Cannon,” by A. Lapushkin, www.abifa.ru/conf/start/arhive/13/report/…/a_fbaw.html.

Недостатками этого способа являются высокая сложность технического осуществления и крайне высокие необходимые материальные и финансовые затраты, требующиеся для его реализации. (Именно поэтому указанный способ до сих пор нигде не осуществлен.)The disadvantages of this method are the high complexity of the technical implementation and the extremely high necessary material and financial costs required for its implementation. (That is why this method has not yet been implemented anywhere.)

Наиболее близким к заявляемому объекту является способ реактивного (ракетного) разгона ракет-носителей и их полезных нагрузок, в соответствии с которым необходимые усилия (тягу) создают за счет извержения продуктов сгорания компонентов ракетных топлив (КРТ), которые вводят в состав ракеты (см., например, книгу «Механика и теория относительности», автор А.Н. Матвеев, Москва, изд-во «Высшая школа», 1986 год, стр.211-212). Во всех современных ракетах-носителях используется именно и только указанный выше реактивный способ разгона (придания необходимой конечной скорости) их полезным нагрузкам.Closest to the claimed object is a method of reactive (rocket) acceleration of launch vehicles and their payloads, in accordance with which the necessary efforts (thrust) are created due to the eruption of the combustion products of the components of rocket fuels (SRT), which are introduced into the rocket (see for example, the book "Mechanics and Theory of Relativity", by A. N. Matveev, Moscow, Higher School Publishing House, 1986, pp. 212-212). In all modern launch vehicles, it is precisely and only the aforementioned reactive acceleration method (imparting the necessary final speed) to their payloads that is used.

Недостатком данного способа является невысокий массовый коэффициент (К_МПД) полезного действия (МКПД), равный отношению массы (М_Пн) выводимой на нужную орбиту (траекторию) полезной нагрузки (ПН) к общей стартовой массе (М₀) ракеты-носителя. Так, например, у лучшей (по К_МПД) из современных ракет-носителей легкого и среднего классов - ракеты «Протон-М» - значение К_МПД при выведении ПН на низкую околоземную орбиту равно всего 0,031 (3,1%). Наилучшее значение Кмпд было присуще советской ракете-носителю «Энергия» - К_МПД=0,043 (4,3%). Указанные данные приведены в публикациях в Сети (соответственно): www.habrahabr.ru/sandbox/81929/ и www.vedomosti.ru/news/11032611/intervyu.The disadvantage of this method is the low mass coefficient (K _MTD ) of useful action (MKPD), equal to the ratio of the mass (M _Mon ) displayed on the desired orbit (trajectory) of the payload (PN) to the total launch mass (M ₀ ) of the launch vehicle. So, for example, the best (in terms of K _MTD ) of modern launch vehicles of the light and middle classes - Proton-M rockets - the value of K _MTD when launching the missile launcher into low Earth orbit is only 0.031 (3.1%). The best value for KPD was inherent in the Soviet carrier rocket "Energy" - K _MTD = 0,043 (4.3%). These data are given in publications on the Web (respectively): www.habrahabr.ru/sandbox/81929/ and www.vedomosti.ru/news/11032611/intervyu.

Целью предлагаемого технического решения является увеличение указанного массового коэффициента (К_МПД) полезного действия (либо увеличение скоростей - при прежней массе полезной нагрузки, - достижение которых становится возможным при применении предложенного способа).The aim of the proposed technical solution is to increase the indicated mass coefficient (K _MTD ) of the useful effect (or increase the speeds with the previous payload mass, which can be achieved by applying the proposed method).

Указанная цель достигается за счет того, что при разгоне ракеты-носителя на активном участке траектории, который осуществляют путем продуцирования реактивных сил от действия ракетных двигателей, во время всего того промежутка времени, когда осуществляют разгон, производят постоянное удаление становящихся излишними, избыточными и ненужными для осуществления дальнейшего полета частей баков для компонентов ракетного топлива (в особенности их верхних, уже не несущих компонентов, частей) и излишних частей несущих элементов конструкции ракеты-носителя и сбрасывают их (например, в виде стружки или порошка) во внешнее пространство.This goal is achieved due to the fact that during acceleration of the launch vehicle in the active part of the trajectory, which is carried out by producing reactive forces from the action of rocket engines, during the entire period of time when acceleration is carried out, permanent removal is made that become redundant, redundant and unnecessary for further flight of tank parts for rocket fuel components (especially their upper, already non-bearing components, parts) and excess parts of load-bearing structural elements Ety carrier and discharge them (e.g., in the form of chips or powder) into the external space.

Развитие и усовершенствование способа достигают за счет того, что постоянное ежесекундное удаление становящейся излишней массы ракеты-носителя производят пропорционально текущему общему массовому расходу компонентов ракетного топлива.The development and improvement of the method is achieved due to the fact that the constant every second removal of the becoming excess mass of the launch vehicle is carried out in proportion to the current total mass flow of rocket fuel components.

Предложенный способ иллюстрируют фиг.1 и фиг.2.The proposed method is illustrated in figure 1 and figure 2.

Фиг.1 служит для конкретного пояснения сути предложенного способа. На ней приведен чертеж продольного разреза (вдоль продольной оси) ракеты-носителя.Figure 1 serves to specifically explain the essence of the proposed method. It shows a drawing of a longitudinal section (along the longitudinal axis) of the launch vehicle.

На фиг.2 приведены зависимости для характеристических скоростей (V_x), достигаемых с помощью «классического» (традиционного, по способу-прототипу) и предложенного способов.Figure 2 shows the dependence for the characteristic speeds (V _x ) achieved using the "classical" (traditional, by the prototype method) and the proposed methods.

Для осуществления предлагаемого в состав ракеты-носителя (см. фиг.1; на чертеже изображен - чтобы не загромождать его излишними и ненужными в данном случае деталями - только один бак), включающей в свой состав блок жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) 1, блок полезной нагрузки (ПН) 2, баки с КРТ (на фиг.1 изображен лишь один из них - бак 3) и силовые несущие элементы 4 и 5 (общее число их может быть равно также 3 или 4), вводят кольцевые (при цилиндрических баках) устройства (6) удаления излишних частей баков, по одному на каждый бак (на фиг.1 изображено только одно из них - устройство 6), скрепленные с подвижными, перемещающимися к блоку 1 по мере опорожнения баков, верхними днищами баков (на фиг.1 изображено одно из них - днище 7 для бака 3) и опирающиеся на кольцевые (по форме баков) опоры-уплотнители 8 (на фиг.1 изображено только одно из них), и устройства 9 и 10, служащие для удаления излишней массы верхних частей соответственно силовых несущих элементов 4 и 5. При необходимости в баках дополнительно размещают (для дополнительной герметизации) легкие оболочки 11 из прочного, эластичного и легко деформирующегося материала, внутри которых находятся запасы КРТ 12.For the implementation of the proposed composition of the launch vehicle (see figure 1; the drawing shows - so as not to clutter it with unnecessary and unnecessary details in this case - only one tank), which includes a block of liquid rocket engines (LRE) 1, block payload (PN) 2, tanks with SRT (in figure 1 only one of them is shown - tank 3) and power supporting elements 4 and 5 (their total number may also be 3 or 4), enter ring (with cylindrical tanks ) devices (6) for removing excess parts of tanks, one for each tank (in figure 1 only about one of them - the device 6), fastened with movable, moving to the block 1 as the tanks are emptied, the upper bottoms of the tanks (figure 1 shows one of them - the bottom 7 for the tank 3) and based on the ring (in the form of tanks) support-seals 8 (only one of them is shown in Fig. 1), and devices 9 and 10, which serve to remove excess mass of the upper parts of the load-bearing elements 4 and 5, respectively. If necessary, light shells are additionally placed in the tanks (for additional sealing) 11 of durable, elastic and easy to deform yuschegosya material, inside which there are 12 supplies MCT.

Верхние (подвижные) днища (7) и кольцевые (по форме баков) уплотнения 8 предназначены для герметизации баков.The upper (movable) bottoms (7) and the annular (in the form of tanks) seals 8 are designed to seal the tanks.

Кольцевые (при цилиндрических баках) скользящие уплотнители-герметизаторы (8) выполняют при этом и роль направляющих в соответствующих баках КРТ при перемещении вниз соответствующих верхних днищ баков 7 и скрепленных с ними устройств удаления 6.The annular (with cylindrical tanks) sliding sealants-sealers (8) also play the role of guides in the respective tanks of the SRT when moving down the corresponding upper bottoms of the tanks 7 and the removal devices 6 attached to them.

При осуществлении предлагаемого способа с помощью устройства 6 удаляют излишние (верхние) части бака 3 и выбрасывают их в виде стружки или мелкого порошка наружу. При этом образуется кольцевое облако (облако сброса) 13. Аналогично - и для иных баков.When implementing the proposed method using the device 6 remove excess (upper) parts of the tank 3 and throw them in the form of chips or fine powder to the outside. In this case, an annular cloud is formed (discharge cloud) 13. Similarly, for other tanks.

Также при осуществлении предлагаемого способа с помощью устройств 9 и 10 удаляют излишние (верхние) части несущих силовых элементов соответственно 4 и 5 и выбрасывают эти излишки в виде стружки или мелкого порошка наружу. При этом образуется струи (струи сброса) соответственно 14 и 15. Устройства 9 и 10 скрепляют с блоком полезной нагрузки 2.Also, when implementing the proposed method using devices 9 and 10, the excess (upper) parts of the load-bearing power elements 4 and 5, respectively, are removed and these excesses are thrown out in the form of chips or fine powder. In this case, jets (discharge jets) are formed, respectively, 14 and 15. Devices 9 and 10 are fastened to the payload block 2.

Примеры осуществления способаExamples of the method

Пример 1. При осуществлении предложенного способа в процессе разгона на активном участке траектории верхние части баков (на чертеже изображен - чтобы не загромождать его излишними и ненужными в данном случае деталями - только один бак) - по мере их опорожнения - становятся излишними, а их массы лишь препятствуют более эффективному разгону ракеты-носителя. Поэтому в соответствии с предлагаемым способом сразу после начала активного участка траектории производят (осуществляют) постоянное (в течение всего активного участка траектории) удаление становящихся избыточными (и даже вредными и уже ненужными) частей элементов конструкции: верхних частей баков и верхних частей несущих силовых элементов.Example 1. When implementing the proposed method during acceleration in the active section of the trajectory, the upper parts of the tanks (the drawing shows — so as not to clutter it with unnecessary and unnecessary parts in this case — only one tank) - as they are emptied, they become redundant, and their masses only hinder the more effective acceleration of the launch vehicle. Therefore, in accordance with the proposed method, immediately after the start of the active section of the trajectory, constant (throughout the entire active section of the trajectory) removal of the redundant (and even harmful and already unnecessary) parts of the structural elements: the upper parts of the tanks and the upper parts of the load-bearing power elements is performed (carried out).

По мере опорожнения баков блок полезной нагрузки смещают вниз и приближают его к блоку ракетных двигателей.As the tanks empty, the payload block is shifted down and brought closer to the rocket engine block.

Темп удаления (общую ежесекундную массу $${\dot{М}}_{уд.}$$

всех удаляемых в данную секунду элементов ракеты-носителя) устанавливают пропорциональным общему текущему секундному расходу ( $${\dot{m}}_T$$

) всех расходуемых компонентов ракетного топлива (КРТ):Removal rate (total every second mass $${\dot{M}}_{\mathrm{at}d.}$$

all elements of the launch vehicle removed in a given second) are set proportional to the total current second flow rate ( $${\dot{m}}_T$$

) all expendable components of rocket fuel (SRT):

где k - коэффициент пропорциональности.where k is the coefficient of proportionality.

При этом величину указанного коэффициента пропорциональности k определяют по формуле:The value of the specified proportionality coefficient k is determined by the formula:

где: М_{удал.общ} - значение общей (т.е. начальной) массы удаляемых за весь отрезок активного участка траектории (данной ступени) частей и элементов топливных баков и силовых (несущих) конструкций;where: M _{removal.total} - the value of the total (i.e., initial) mass of the parts and elements of fuel tanks and power (bearing) structures that are removed over the entire segment of the active section of the trajectory (this stage);

М_ТН - общая начальная (стартовая) масса всех заправленных в данную (действующую на данном активном участке траектории) ступень ракеты-носителя КРТ.M _TN - the total initial (starting) mass of all loaded into this (operating on this active section of the trajectory) stage of the SRT launch vehicle.

Пример 2. Разгон ракеты-носителя (его ступеней) осуществляют за счет создания реактивных сил на активном участке траектории и при этом производят удаление становящихся излишними элементов баков для КРТ, но указанное удаление осуществляют пропорционально текущему (мгновенному) значению перегрузок (ускорения) в текущий момент времени.Example 2. Acceleration of the launch vehicle (its stages) is carried out by creating reactive forces on the active part of the trajectory and at the same time remove the becoming redundant elements of the tanks for the SRT, but this removal is carried out in proportion to the current (instantaneous) value of overloads (acceleration) at the moment time.

Пример 3. Разгон ракеты-носителя (его ступеней) осуществляют за счет создания реактивных сил на активном участке траектории и при этом производят удаление становящихся излишними элементов баков для КРТ, но указанное удаление осуществляют по рассчитанной заранее программе, определяемой задачами и целями данного конкретного старта. При этом в процессе разгона программу корректируют в соответствии с текущими параметрами активного участка траектории.Example 3. Acceleration of the launch vehicle (its stages) is carried out by creating reactive forces on the active part of the trajectory and at the same time remove the becoming redundant elements of the tanks for the SRT, but this removal is carried out according to a pre-calculated program determined by the tasks and goals of this particular start. Moreover, during acceleration, the program is adjusted in accordance with the current parameters of the active section of the trajectory.

Пример 4. Баки ракеты-носителя выполнены несущими. В этом случае в ее конструкции отсутствуют элементы 4, 5, 9 и 10 (указанные на фиг.1). В полете осуществляют механическое удаление лишь только излишних частей баков - при этом указанные части измельчают в мелкую стружку или в мелкие порошкообразные крупицы - а затем выбрасывают их во внешнее пространство.Example 4. The tanks of the launch vehicle are made supporting. In this case, in its design there are no elements 4, 5, 9 and 10 (indicated in figure 1). In flight, only the excess parts of the tanks are mechanically removed - while these parts are crushed into fine chips or into fine powder grains - and then they are thrown into the outer space.

Пример 5. Удаление указанных избыточных масс конструкции на активном участке траектории осуществляют последовательно в процессе действия каждой ступени многоступенчатой ракеты-носителя.Example 5. The removal of these excess masses of the structure in the active section of the trajectory is carried out sequentially during the operation of each stage of a multi-stage launch vehicle.

Для доказательства достижения с помощью предложенного способа заявленной цели ниже приведен вывод формулы для вычисления конечных (характеристических) скоростей (V_x), с помощью которой и может производиться оценка эффективности предложенного. Следует отметить, что в рассматриваемом случае формула Циолковского неприменима.To prove the achievement of the stated goal using the proposed method, the following is the conclusion of the formula for calculating the final (characteristic) speeds (V _x ), with the help of which the effectiveness of the proposed can be estimated. It should be noted that in the case under consideration, the Tsiolkovsky formula is not applicable.

При этом примем, что секундное, текущее (в данный момент времени) общее значение удаляемой массы ( $${\dot{М}}_{уд.}$$

) и всех баков и (если баки не являются несущими) частей несущих элементов конструкции пропорционально общему текущему секундному расходу ( $${\dot{m}}_T$$

) всех расходуемых компонентов ракетного топлива (КРТ):In this case, we assume that the second, current (at a given time) total value of the mass removed ( $${\dot{M}}_{\mathrm{at}d.}$$

) and all tanks and (if the tanks are not bearing) the parts of the supporting structural elements in proportion to the total current second flow ( $${\dot{m}}_T$$

) all expendable components of rocket fuel (SRT):

где k - указанный выше коэффициент пропорциональности.where k is the proportionality coefficient indicated above.

Это означает, что:It means that:

где: М_{удал.общ}=М_{удал.начальн} - соответственно общая, удаляемая за все время разгона данной ступени ракеты-носителя, масса и общая начальная, удаляемая в процессе полета, масса данной ступени ракеты-носителя (они, по определению, одинаковы);where: M _{deletion total} = M _{deletion initially} - respectively, the total _{mass removed} for the entire acceleration of a given stage of the launch vehicle, the mass and the total initial mass _{removed of} the stage of the launch vehicle during the flight (they are, by definition, the same) ;

М_ТН - общая начальная масса всех КРТ данной ступени.M _TN - the total initial mass of all SRT of this stage.

Используя формулу (37.9) из книги «Механика и теория относительности», автор А.Н. Матвеев, Москва, изд-во «Высшая школа», 1986 год, стр.212, запишем:Using the formula (37.9) from the book "Mechanics and Theory of Relativity", the author A.N. Matveev, Moscow, Higher School Publishing House, 1986, p. 212, write:

где: М - текущее (мгновенное) значение массы всей ракеты-носителя;where: M is the current (instantaneous) mass value of the entire launch vehicle;

u - скорость истечения продуктов сгорания;u is the rate of expiration of the combustion products;

v и t - текущие значения скорости и времени полета соответственно.v and t are the current values of speed and flight time, respectively.

где: М_{ТОПЛ.тек} - текущее значение массы КРТ данной ступени (в момент времени t; отсчет времени осуществляют с момента начала активного участка действующей ступени);where: M _TOPL.tek is the current value of the _SRT mass of a given stage (at time t; the time is counted from the moment the active section of the current stage begins);

М_{удал.тек} - текущее значение массы удаляемых элементов конструкции;M _{remote tech} - current value of the mass of removed structural elements;

М₀ - общая стартовая масса ракеты-носителя;M ₀ is the total launch mass of the launch vehicle;

М_ПН - масса полезной нагрузки;M _PN - payload mass;

М_РД - масса всех ракетных двигателей данной ступени;M _RD - the mass of all rocket engines of this stage;

М_К.ОСТ - масса остаточной части конструкции ступени, т.е. тех ее частей, которые не удаляют при осуществлении предложенного способа (днищ баков, локальных систем управления и т.п.);M _{K. OST} is the mass of the residual part of the stage structure, i.e. those parts that are not removed during the implementation of the proposed method (tank bottoms, local control systems, etc.);

М_ОСТ - остаточная масса ракеты-носителя после окончания действия данной ступени (при этом для многоступенчатых ракет-носителей в состав полезной нагрузки (М_ПН) включают и массу всех вышерасположенных ступеней).M _OST - the residual mass of the launch vehicle after the end of this stage (in this case, for multi-stage launch vehicles, the payload (M _PN ) also includes the mass of all upstream stages).

Следует особо отметить, что ввиду того, что механическим путем удаляемая в процесс разгона и ставшая избыточной масса не вносит никакого вклада в создание реактивных сил, то слагаемое $${\dot{m}}_T\ast k\ast t$$

не должно входить в правую часть формулы (3).It should be specially noted that since the mass that is mechanically removed into the acceleration process and becomes excess does not make any contribution to the creation of reactive forces, the term $${\dot{m}}_T\ast k\ast t$$

should not be included in the right side of formula (3).

Подставляя (с учетом вышесказанного) значения из (6) в (3), получаем:Substituting (taking into account the foregoing) the values from (6) into (3), we obtain:

Разделяя переменные, получаем:Separating the variables, we get:

Характеристическая скорость V_x (для данной, работающей на данном этапе разгона, ступени) достигается при полном исчерпании всех запасов топлива в данной ступени ракеты-носителя и поэтому момент t_кон его (топлива) исчерпания определяется (в общем случае) следующим образом:Intrinsic rate V _x (for a given operating at this stage acceleration, stage) is achieved when the fuel exhaustion of reserves in this stage of the carrier rocket and therefore the time t it _con (fuel) exhaustion determined (in the general case) as follows:

Интегрируя (11), получаем:Integrating (11), we obtain:

Здесь v₀ начальная скорость ракеты-носителя или ее текущей (работающей на данном этапе разгона) ступени.Here v _{0 is the} initial speed of the launch vehicle or its current (operating at this stage of acceleration) stage.

Для одноступенчатых ракет и для первых ступеней многоступенчатых ракет-носителей при старте с Земли (при v₀=0) формула (12) приобретет вид:For single-stage rockets and for the first stages of multi-stage launch vehicles when starting from the Earth (at v ₀ = 0), formula (12) takes the form:

Для осуществления сравнения заявленного способа и способа-прототипа формула Циолковского должна быть преобразована к следующему виду:To compare the claimed method and the prototype method, the Tsiolkovsky formula should be converted to the following form:

где v_Ц - характеристическая скорость (при v₀=0), достигаемая в соответствии со способом-прототипом.where v _C is the characteristic speed (when v ₀ = 0), achieved in accordance with the prototype method.

На фиг.2 приведены графики зависимостей, v_x0 (вычисляется по формуле (12а)) и v_Ц. (вычисляется по приведенной выше модифицированной формуле Циолковского) от параметра k. Этот параметр определяется степенью совершенства конструкций ракет-носителей. Зависимости v_x0 от к соответствует непрерывная кривая, а зависимости v_Ц от k - штриховая кривая. При этом было принято, что М_ОСТ=21 тонне, М_ТН=120 тоннам, u=4600 метрам в секунду.Figure 2 shows the dependency graphs, v _x0 (calculated by the formula (12a)) and v _C. (calculated by the above modified Tsiolkovsky formula) on the parameter k. This parameter is determined by the degree of perfection of the design of launch vehicles. The dependences of v _x0 on k correspond to a continuous curve, and the dependences of v _C on k correspond to a dashed curve. It was assumed that M _OST = 21 tons, M _TH = 120 tons, u = 4600 meters per second.

В результате сравнения указанных графиков следует сделать следующие выводы:As a result of comparing these graphs, the following conclusions should be made:

1) предложенный способ существенно эффективнее способа-прототипа;1) the proposed method is significantly more efficient than the prototype method;

2) предложенный способ, при использовании только одноступенчатой ракеты-носителя, на которой используются лишь только жидкий водород и жидкий кислород, позволяет выводить полезные нагрузки на низкие околоземные орбиты;2) the proposed method, when using only a single-stage launch vehicle, on which only liquid hydrogen and liquid oxygen are used, allows us to derive payloads in low Earth orbits;

3) предложенный способ позволяет обеспечить достижение либо не менее чем на 20-30% более высокие значения массового коэффициента (К_МПД) полезного действия, либо не менее чем на 20-30% более высокие значения характеристических скоростей v_x;3) the proposed method allows to achieve either at least 20-30% higher values of the mass coefficient (K _MTD ) of beneficial effect, or at least 20-30% higher values of the characteristic speeds v _x ;

4) в частности, достижение v_x0, равной 8100 метрам в секунду, обеспечивается при использовании предложенного способа при k=0,15 (т.е. при массе баков для КРТ, составляющей 15% от массы топлива), а вот для достижения того же значения v_x0 при использовании способа-прототипа необходимо, чтобы - при всех остальных неизменных параметрах - масса баков с КРТ была бы равна 3,3% от общей массы топлива, что при современном уровне развития материаловедения просто невозможно.4) in particular, the achievement of v _x0 equal to 8100 meters per second is achieved by using the proposed method at k = 0.15 (i.e., when the mass of tanks for SRT is 15% of the mass of fuel), but to achieve that while the values of v _x0 when using the prototype method, it is necessary that, with all other parameters unchanged, the mass of tanks with SRT would be equal to 3.3% of the total mass of fuel, which is simply impossible at the current level of development of materials science.

Итак, предложенный способ позволяет создавать одноступенчатые ракеты-носители, выводящие полезные нагрузки сразу на низкие околоземные орбиты, причем - со значительными массами.So, the proposed method allows you to create single-stage launch vehicles that display payloads immediately in low Earth orbits, and with significant masses.

Так, например, возможно использование в качестве единственного разгонного блока такой одноступенчатой ракеты-носителя блока Ц, от разработанной в СССР ракеты-носителя «Вулкан» (см. книгу «Триумф и трагедия “Энергии”», автор - ее главный конструктор Б.И. Губанов, том 3, глава «Перспективный ряд ракет-носителей», раздел, посвященный ракете «Вулкан»; страница не указывается, так как был использован электронно-цифровой вариант книги, свободно распространяемый в Сети). Этот блок (без 8 боковых блоков А) необходимо лишь дооборудовать еще четырьмя ракетными двигателями (желательно, усовершенствованными, разработанными в конце 80-х годов, а не теми, которые использовались в летных образцах ракеты-носителя «Энергия») РД-0120, что необходимо для обеспечения превышения суммарной стартовой тяги от всех восьми РД-0120 стартового веса такой ракеты-носителя.So, for example, it is possible to use as a single booster block such a single-stage launch vehicle of block C, from the Vulkan launch vehicle developed in the USSR (see the book Triumph and Tragedy of Energy, author - its chief designer B.I. Gubanov, volume 3, chapter “Prospective row of launch vehicles”, section on the Vulcan rocket; the page is not indicated, since an electronic-digital version of the book, freely distributed on the Web, was used). This block (without 8 side blocks A) needs only to be equipped with four more rocket engines (preferably improved, developed in the late 80s, and not those used in the flight samples of the Energia launch vehicle) RD-0120, which it is necessary to ensure that the total starting thrust of all eight RD-0120s exceeds the starting weight of such a launch vehicle.

Усовершенствованный РД-0120 (см. статью «О маршевом кислородно-водородном двигателе РД-0120» на www.buran.ru/htm/11-3.htm) имеет следующие характеристики: тяга у земли - 224 тонны; тяга в вакууме - 230 тонн; удельный импульс у земли - 443 с; удельный импульс в вакууме - 460,5 с.The improved RD-0120 (see the article "On the marching oxygen-hydrogen engine RD-0120" at www.buran.ru/htm/11-3.htm) has the following characteristics: thrust at the ground - 224 tons; traction in vacuum - 230 tons; specific impulse near the earth - 443 s; specific impulse in vacuum - 460.5 s.

Стартовая масса указанного (разработанного) блока Ц - 934 тонны; масса конструкции - 89,7 тонн; рабочий запас топлива - 832 тонны (713 тонн жидкого кислорода и 119 тонн жидкого водорода).Starting mass of the indicated (developed) block C - 934 tons; structural mass - 89.7 tons; working fuel supply - 832 tons (713 tons of liquid oxygen and 119 tons of liquid hydrogen).

При предлагаемой модернизации блока Ц - с учетом массы 4 дополнительных РД-0120 и с учетом и того, что при этом при использовании предложенного способа будет реализовано значение k=0,15 (это заведомо завышенная его величина), и того, что масса узлов (устройств) для удаления и сброса избыточной массы и донных частей баков будет равна, например, 12 тоннам (М_К.ОСТ=12) - общая начальная масса модернизированного блока Ц (без топлива) составит 164,8 тонн; масса его после окончания разгона будет равна 40 тоннам.With the proposed modernization of the C block - taking into account the mass of 4 additional RD-0120 and taking into account the fact that when using the proposed method, the value k = 0.15 (this is obviously its overestimated value) and the mass of nodes ( devices) for removing and dumping excess mass and bottom parts of tanks will be, for example, 12 tons (M _{K. OST} = 12) - the total initial mass of the modernized block C (without fuel) will be 164.8 tons; its mass after acceleration will be equal to 40 tons.

В итоге общая стартовая масса (заправленного КРТ) модернизированного блока Ц (без блока полезной нагрузки) станет равной 996,8 тоннам.As a result, the total starting mass (filled with SRT) of the upgraded C block (without the payload block) will become equal to 996.8 tons.

Значение v_x0 назначим равным 8000 метрам в секунду. Тогда при скорости истечения продуктов сгорания (u), равной 4500 метрам в секунду, доставляемая при использовании предложенного способа на необходимую траекторию масса полезной нагрузки будет равна 102,278 тоннам, а значение массового коэффициента полезного действия (К_МПД) будет равно 0,093 (что более чем в 2 раза больше, чем у ракеты-носителя «Энергия», и в 3 раза больше, чем у «Протона-М»).The value of v _{x0 will} be set equal to 8000 meters per second. Then, at the rate of expiration of the combustion products (u) equal to 4500 meters per second, the payload mass delivered using the proposed method to the necessary path will be 102.278 tons, and the mass efficiency coefficient (K _MTD ) will be 0.093 (which is more than 2 times more than the Energia launch vehicle, and 3 times more than the Proton-M).

Предложенный способ позволяет существенно (по самым грубым оценкам, примерно в 2 раза) уменьшить стоимость космических запусков и, следовательно, существенно снизить удельную стоимость выведения в космос одного килограмма полезного груза.The proposed method allows you to significantly (by the most rough estimates, about 2 times) to reduce the cost of space launches and, therefore, significantly reduce the specific cost of putting into space one kilogram of payload.

Claims (2)

1. Способ разгона ракеты-носителя на активном участке ее траектории, заключающийся в том, что его осуществляют путем продуцирования реактивных сил от действия ракетных двигателей, во время всего того промежутка времени, когда осуществляют разгон, отличающийся тем, что на активном участке траектории производят постоянное удаление становящихся излишними, избыточными и ненужными для осуществления дальнейшего полета частей баков для компонентов ракетного топлива - в особенности их верхних, уже не несущих компонентов, частей - и излишних частей несущих элементов конструкции ракеты-носителя и сбрасывают их - например, в виде стружки или порошка - во внешнее пространство.1. The method of accelerating the launch vehicle in the active section of its trajectory, which consists in the fact that it is carried out by producing reactive forces from the action of rocket engines, during the entire period of time when the acceleration is carried out, characterized in that the active section of the trajectory produces a constant removal of parts of tanks for rocket fuel components that become redundant, redundant and unnecessary for further flight - especially their upper, already non-bearing components, parts - and unnecessary hours of the structural elements of the launch vehicle and dump them - for example, in the form of chips or powder - into the outer space. 2. Способ по п.1, отличающийся тем, что постоянное ежесекундное удаление становящейся излишней массы ракеты-носителя производят пропорционально текущему общему массовому расходу компонентов ракетного топлива. 2. The method according to claim 1, characterized in that the constant every second removal of the becoming excess mass of the launch vehicle is carried out in proportion to the current total mass flow of rocket fuel components.

Images