Ракетно-космічна система і спосіб виведення корисного навантаження на робочу орбіту

1. Ракетно-космічна система, що включає засіб виведення, транспортуючу частину і вантажний модуль, обладнані системою стикування, яка відрізняється тим, що засіб виведення виконаний у вигляді щонайменше двох ракет-носіїв, транспортуюча частина виконана у вигляді щонайменше одного транспортного модуля, вантажний модуль виконаний у вигляді універсальної космічної платформи з корисним навантаженням, при цьому кожен модуль розміщений на окремій ракеті-носії, система керування ракети-носія і бортовий комплекс керування космічної платформи виконані у вигляді єдиної функціональної системи керування, установленої на космічній платформі, що оснаще C2 2 (19) 1 3 обмеження по висоті орбіти виведеного корисного вантажу та її висока вартість. Найбільш близькою по технічній суті є транспортна космічна система і спосіб її керування при міжорбітальному транспортуванні вантажів (прототип - патент РФ №2216489, МПК7 B64G 1/14), яка містить засіб виведення, транспортуючу частину і вантажний контейнер, засіб виведення виконано у вигляді ракети-носія, транспортуючу частину - у вигляді багаторазового міжорбітального буксира, а вантажний контейнер - у вигляді окремого модуля, причому багаторазовий міжорбітальний буксир і вантажний контейнер оснащені агрегатами стикування, системами керування стикуванням, навігації й обміну інформацією, крім того транспортуюча частина у вигляді багаторазового міжорбітального буксира оснащена рушійною установкою з паливними баками, а вантажний контейнер має обсяги для розміщення корисного вантажу. Спосіб керування системою включає доставку засобом виведення вантажного контейнера в заданий район, переведення з орбіти обслуговування транспортуючої частини в той же район, розміщення вантажного контейнера на транспортуючій частині і доставку його на орбіту обслуговування, причому після виведення вантажного контейнера в заданий район (на орбіту виведення) його відстиковують від засобу виведення, розміщають вантажний контейнер на транспортуючій частині шляхом їхнього стикування на даній орбіті з наступною доставкою вантажного контейнера на орбіту обслуговування. Достоїнством прототипу є збільшена маса корисного вантажу і більш низька вартість у порівнянні з аналогами. Недоліком прототипу є ускладнення конструкції, обумовлене необхідністю збереження палива і перезаправлення у космосі багаторазового міжорбітального буксира, що викликає зниження маси корисного вантажу і, як наслідок, підвищення вартості системи, та додаткові витрати, пов'язані з втратами палива при збереженні і перезаправленні. Сукупність відомих суттєвих ознак спільних з прототипом системи: - засіб виведення; - транспортуюча частина з системою стикування; - вантажний модуль з системою стикування; та нові суттєві ознаки запропонованого системи: - виконання засобу виведення у вигляді, щонайменше, двох ракет-носіїв; - виконання транспортуючої частини у вигляді, щонайменше, одного транспортного модуля; - виконання вантажного модуля у вигляді універсальної космічної платформи; - розміщення кожного з модулів на окремій ракеті-носії; - виконання системи керування ракети-носія і бортового комплекса керування космічної платформи у вигляді єдиної функціональної системи керування. Сукупність відомих суттєвих ознак спільних з прототипом способу: 89490 4 - доставка засобом виведення вантажного модуля на орбіту виведення; - доставка на орбіту виведення транспортуючої частини; - стикування на орбіті виведення транспортуючої частини і вантажного модулів; - переведення вантажного модуля з транспортуючою частиною на робочу орбіту; - відстикування транспортуючої частини; та нові суттєві ознаки запропонованого способу: - переведення вантажного і транспортного модулів на перехідну орбіту до вичерпання запасу палива транспортного модуля; - відстикування транспортного модуля на перехідній орбіті; - довиведення вантажного модуля на робочу орбіту. Задачею даного винаходу є підвищення масово-енергетичних характеристик ракетно-космічної системи, виведення корисного навантаження на задану робочу орбіту з одночасним зменшенням вартості даного виведення. Технічним результатом, що досягається даним винаходом є збільшення маси виведеної на задану робочу орбіту корисного навантаження не менш, ніж на 80%. Досягнення заданого технічного результату для системи здійснюється тим, що ракетнокосмічна система містить, щонайменше, дві ракети-носії, транспортуюча частина виконана у вигляді, щонайменше, одного транспортного модуля (розгінного блока), вантажний модуль виконаний у виді універсальної космічної платформи з корисним навантаженням, при цьому кожен модуль розміщений на окремій ракеті-носії, система керування ракети-носія і бортовий комплекс керування космічної платформи виконані у вигляді єдиної функціональної системи керування, установленої на космічній платформі, що, крім цього оснащена рушійною установкою, паливним відсіком і іншими системами забезпечення. Досягнення заданого технічного результату для способу здійснюється тим, що після доставки засобами виведення на орбіту виведення транспортного і вантажного модулів і їхнього наступного стикування здійснюють переведення вантажного і транспортного модулів на перехідну орбіту до вироблення запасу палива транспортного модуля, відстиковують транспортний модуль на перехідній орбіті, після чого здійснюють довиведення вантажного модуля на робочу орбіту. При вирішенні задачі можливий варіант із застосуванням двох і більш транспортних модулів, при якому здійснюють послідовне переведення вантажного і транспортних модулів з однієї перехідної орбіти на іншу з відстикуванням транспортних модулів, що вичерпали свій запас палива. Використання єдиної функціональної системи керування дозволить збільшити масу корисного навантаження за рахунок зменшення маси верхньої ступені ракети-носія на величину маси системи керування ракети-носія, що складає приблизно 250-350кг, і зменшити вартість ракетно-космічної системи. Переведення вантажного модуля з орбіти 5 виведення на перехідну орбіту за рахунок запасів палива транспортного модуля і подальше довиведення на робочу орбіту дозволяє збільшити масу корисного навантаження не менш, ніж на 80% та зменшити вартість до 40%. Застосування варіанта способу виведення корисного навантаження на робочу орбіту з використанням декількох транспортних модулів дозволить ще збільшити масу корисного навантаження та зменшити вартість виведення. Для пояснення запропонованого технічного рішення приведені ілюстрації, на яких показані: на Фіг.1 - конструктивна схема засобу виведення ракети-носія із транспортним модулем; на Фіг.2 конструктивна схема засобу виведення - ракетиносія з вантажним модулем; на Фіг.3 - схема виведення корисного навантаження на робочу орбіту з використанням одного транспортного модуля. Ракетно-космічна система містить ракету-носій 1, транспортний модуль 2, вантажний модуль космічну платформу 3, систему стикування транспортного модуля 4, систему керування транспортного модуля 5, паливний відсік транспортного модуля 6, основну рухову установку транспортного модуля 7, рушійну установку системи виконавчих органів транспортного модуля 8, єдину функціональну систему керування космічної платформи 9, паливний відсік космічної платформи 10, вузли кріплення системи стикування до космічної платформи 11, систему стикування космічної платформи 12, корисне навантаження 13, платформу для установки корисного навантаження 14, рушійну установку системи виконавчих органів космічної платформи 15, основну рушійну установку космічної платформи 16. Транспортний модуль 2 містить основну рушійну установку 7, паливний відсік 6, рушійну установку системи виконавчих органів 8, систему стикування 4 (агрегат стикування і комплекс забезпечення зближення і стикування) і систему керування 5. Вантажний модуль 3 містить основну рушійну установку 16, паливний відсік 10, рушійну установку системи виконавчих органів 15, систему стикування 12, єдину функціональну систему керування 9, платформу 14 для установки корисного навантаження 13, вузли кріплення системи стикування до космічної платформи 11. Системи енергоживлення, терморегулювання, зв'язку та інші системи забезпечення умовно не показані. 89490 6 На Фіг.3 у вигляді схемних елементів - фігурних стрілок показані наступні операції: А - доставка засобом виведення 1 на орбіту виведення транспортного модуля 2 і вантажного модуля 3; Б - стикування на орбіті виведення транспортного модуля 2 і вантажного модуля 3; В - переведення зістикованих модулів 2 і 3 на перехідну орбіту; Г відстикування транспортного модуля 2; Д - довиведення вантажного модуля 3 на робочу орбіту. Ракетно-космічна система працює наступним чином. Першим пуском здійснюють доставку ракетою-носієм 1 на орбіту виведення вантажного модуля 3. Другим пуском здійснюють доставку ракетою-носієм 1 на орбіту виведення транспортного модуля 2. На орбіті виведення системами стикування 4 і 12 здійснюють стикування вантажного 3 і транспортного модулів 2, після чого переводять зістиковані модулі 2 і 3 на перехідну орбіту роботою основної рушійної установки 7 транспортного модуля 2, використовуючи запас палива транспортного модуля 2 до його повного вичерпання. Потім відстиковують відпрацьований транспортний модуль 2 за допомогою розриву вузлів кріплення системи стикування 11 вантажного модуля 3. Рушійні установки системи виконавчих органів 8 і 15 застосовуються в процесі стикуваннярозстикування модулів 2 і 3, утримання модулів 2 і 3 при впливі збурюючих моментів, підтримки висоти орбіти і керування по каналах нишпорення і крену в ході роботи основних рушійних установок 7 і 16. Після відстикування відпрацьованого транспортного модуля 2 здійснюють довиведення вантажного модуля 3 з перехідної орбіти на робочу роботою основної рушійної установки 16 вантажного модуля 3. В конкретному варіанті використання розглядається виведення корисного навантаження ракетою-носієм "Зеніт-2" на геостаціонарну орбіту (36000км) з космодрому Байконур. Як комплекс забезпечення зближення і стикування може використовуватися одна з існуючих систем забезпечення стикування - для даного випадку передбачена апаратура "Курс". При звичайній схемі виведення (однією ракетою-носієм) маса виведеного корисного навантаження складає приблизно 3200кг. Використанням єдиної функціональної системи керування досягається економія на масі системи ракети-носія на 297кг. Викоростанням системи з двох ракет-носіїв і способу виведення, запропонованими в даному винаході, здійснюється, згідно з розрахунками, збільшення маси виведеного корисного навантаження до 5800кг. 7 89490 8 9 Комп’ютерна верстка М. Ломалова 89490 Підписне 10 Тираж 28 прим. Міністерство освіти і науки України Державний департамент інтелектуальної власності, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601