Космический ракетный комплекс сверхлегкого класса

Космический ракетный комплекс сверхлегкого класса представляет собой сверхлегкую ракету-носитель, технический комплекс, стартовый комплекс, комплекс средств транспортирования, автоматизированную систему управления подготовкой и запуском и комплекс разгонного блока. В качестве полезной нагрузки сверхлегкой ракеты-носителя могут выступать орбитальные спутники и грузы, различные устройства для обеспечения сбора метеоданных, картографии, телекоммуникации и зондирования земной поверхности.

Сверхлегкая ракета-носитель «BERIK» представлена двигательными установками первой и второй ступени на основе унифицированного жидкостного ракетного двигателя малой тяги и дополнительной модификацией с третьей ступенью в виде малого разгонного блока платформенной конфигурации. 

Технические характеристики сверхлегкой ракеты-носителя

Параметр	Значение
Высота доступных для ракеты, км	от 100 до 500
Масса доступной полезной нагрузки, выводимой ракетой-носителем, кг	до 250
Количество двигателей / тяга первой ступени, т.с	1 / 23,95
Количество двигателей / тяга второй ступени, т.с	1 / 3,31
Стоимость пуска / 1 кг полезной нагрузки, млн.р.	250 / от 1,2
Высота доступных для разгонного блока орбит, км	±35000

Первая ступень сверхлегкой ракеты-носителя представляет собой маршевую однокамерную двигательную установку с жидкостным ракетным двигателем. В двигательной установке применяется наиболее оптимальная система топливоподачи с высокой энергоэффективностью – насосная система подачи топлива с приводом насосов с использованием турбин (ТНА). Схема выполнена без дожигания генераторного газа, выхлоп осуществляется через рулевые сопла, компоненты топлива – керосин и кислород. 

Технические характеристики двигательной установки первой ступени

Параметр	Значение
Давление в камере сгорания, атм	90
Температура в камере сгорания, К	3677
Тяга двигательной установки, тс	23,95
Удельный импульс, м/с	3307,22

Вторая ступень сверхлегкой ракеты-носителя – однокамерная двигательная установка, разработанная на основе унифицированного жидкостного ракетного двигателя первой ступени, система подачи топлива – турбонасосная, выполненная без дожигания генераторного газа на компонентах топлива – керосин и кислород.

Технические характеристики двигательной установки второй ступени

Параметр	Значение
Давление в камере сгорания, атм	100
Температура в камере сгорания, К	3690
Тяга двигательной установки, тс	3,31
Удельный импульс, м/с	3726,53

Разгонный блок с инновационной платформенной конфигурацией способен осуществлять доставку полезной нагрузки на целевые орбиты высотой до 35000 км. Подача топлива в двигательной установке разгонного блока осуществляется вытеснительной схемой с применением экологически чистых компонентов топлива – этиловый спирт и кислород.

Стартовый и технический комплекс – техническое сооружение для обеспечения предстартового обслуживания в вертикальном положении ракеты-носителя. Места хранения топлива с топливными магистралями, пиросредства, различные инструменты для персонала расположены вблизи технического комплекса.

Транспортировка ракеты-носителя осуществляется с помощью комплекса транспортировки, который представляет собой железнодорожный транспорт с автомобильным тягачом.

В ходе проекта были изготовлены с применением аддитивных технологий экспериментальные жидкостные ракетные двигатели малой тяги. Камера сгорания двигателей имеет уникальную инновационную регенеративную систему охлаждения с регулируемой пористой структурой, интенсифицирующей процесс теплообмена, повышающей надежность, ресурс двигателя и прочность конструкции.    

Степень реализации проекта – изготовлен экспериментальный образец жидкостного ракетного двигателя, проведены гидравлические испытания регенеративной системы охлаждения, экспериментальные исследования смесительных элементов, проведены огневые испытания жидкостного ракетного двигателя вместе со смесительными элементами.

Для камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя с пористым регенеративным охлаждением получен патент на изобретение RU 2720596 «Камера жидкостного ракетного двигателя».

В ходе проекта также была разработана унифицированная двигательная установка для первой и второй ступени сверхлегкой ракеты носителя на компонентах топлива метан-кислород для нужд ракетно-космической отрасли.