ДВУХСТУПЕНЧАТАЯ РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ Российский патент 1997 года по МПК B64G1/00 

Изобретение относится к космическим летательным аппаратам и касается конструкции двухступенчатых ракет-носителей (РН), предназначенных для выведения на околоземную орбиту полезных нагрузок с целью решения задач по исследованию и освоению космического пространства.

Двухступенчатая РН содержит головной блок с полезным грузом и ракетные блоки первой и второй ступеней, каждый из которых включает ракетный двигатель, топливный отсек, органы управления, аппаратуру и ряд вспомогательных систем и агрегатов. Ракетный двигатель первой ступени имеет повышенную тягу, обеспечивающую старт РН и прохождение ею плотных слоев атмосферы (см. Вахромеев Г.И. Ракеты-носители США. Обзор по материалам открытой иностранной печати. М. 1967, с. 100 105) В качестве компонентов топлива в таких двигательных установках широко используются жидкий кислород и керосин, характеризующиеся высокими энергетическими параметрами при достаточно большой их плотности. Ракетный двигатель второй ступени работает на экологически чистом криогенном топливе, состоящем из жидкого кислорода (окислитель) и жидкого водорода (горючее) (см. там же). Это топливо является наиболее эффективным на втором этапе полета, что обусловлено повышенными энергетическими характеристиками жидкого водорода при относительно малом, ввиду его низкой плотности, потребном весовом запасе.

Известна двухступенчатая РН "пакетной" компоновки, содержащая головной блок с полезным грузом и параллельно расположенные ракетные части первой и второй ступеней, из которых ракетная часть первой ступени выполнена в виде нескольких автономных ракетных блоков, соединенных с ракетным блоком второй ступени в верхнем и нижнем силовых поясах узлами силовой связи [2, с. 130, рис. 3.10 а] "Пакетная" компоновка РН позволяет при старте производить одновременный запуск двигательных установок первой и второй ступеней, что увеличивает вес полезного груза. Однако выполнение ракетной части первой ступени из нескольких автономных ракетных блоков усложняет конструкцию РН и снижает ее полетную надежность, поскольку выход из строя любого из этих блоков приводит к выходу из строя РН в целом.

Наиболее близкой по совокупности признаков к предлагаемой является двухступенчатая моноблочная РН "тандемной" компоновки, содержащая головной блок с полезным грузом и расположенные последовательно ракетные блоки первой и второй ступеней, в которой ракетный блок первой ступени соединен с хвостовой частью ракетного блока второй ступени через межблочный переходной отсек, снабженный узлами разделения [2, с. 116, рис. 3.3] Выполнение первой ступени РН в виде ракетного моноблока позволяет повысить ее полетную надежность и упростить конструкцию по сравнению с ракетой "пакетной" компоновки, содержащей несколько ракетных блоков первой ступени. Однако последовательное расположение ракетных блоков ступеней не позволяет использовать на первом этапе полета ракетный двигатель второй ступени, поскольку он может быть включен только после отделения ракетного блока первой ступени. Это снижает относительную массу полезного груза РН. Кроме того, при последовательном расположении ракетных блоков первой и второй ступеней значительно увеличивается длина РН, а это приводит к необходимости дополнительного усиления ее конструкции для обеспечения необходимых прочностных характеристик на старте и в полете. При этом усиление конструкции РН приводит к ее утяжелению за счет увеличения пассивной массы и, следовательно, к дополнительному снижению относительной массы полезного груза.

Задачей изобретения является увеличение относительной массы полезного груза двухступенчатой моноблочной РН, а также повышение ее эксплуатационной технологичности.

Решение поставленной задачи обеспечивается за счет того, что в двухступенчатой ракете-носителе, содержащей ракетный блок первой ступени с межблочным отсеком, соединенным с ракетным блоком второй ступени, включающем бак криогенного горючего, бак окислителя и жидкостный ракетный двигатель, головной блок с полезным грузом и узлы силовой связи, при этом межблочный переходной отсек снабжен узлом разделения ступеней, в соответствии с изобретением ракетный блок второй ступени выполнен состоящим из двух полублоков разной длины, сопряженных боковыми сторонами: полублока окислителя, включающего в себя бак окислителя, и полублока горючего, включающего бак криогенного горючего, жидкостный ракетный двигатель и расходный трубопровод подачи окислителя для питания двигателя, причем полублок окислителя соединен узлами силовой связи с передней частью полублока горючего и подключен к его расходному трубопроводу подачи окислителя, а ракетный блок первой ступени расположен соосно за полублоком окислителя второй ступени и соединен с ним межблочным переходным отсеком.

Вследствие большой разницы плотностей криогенного горючего (жидкий водород) и окислителя (жидкий кислород), используемых на второй ступени РН, размер бака криогенного горючего значительно превышает размер бака окислителя, что обусловливает большую разницу длины полублоков этой ступени. Наличие в полублоке горючего жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) дополнительно увеличивает его длину по сравнению с полублоком окислителя. Выполнение ракетного блока второй ступени из полублока окислителя и полублока горючего, сопряженных боковыми сторонами, причем меньший полублок (окислителя) соединен с передней частью большего полублока (горючего), дает возможность размещения ракетного блока первой ступени за баком окислителя второй ступени по его оси, обеспечивая за счет этого возможность параллельного расположения двигателей первой и второй ступеней. Такое конструктивное выполнение позволяет увеличить массу полезного груза РН за счет обеспечения возможности совместной работы двигателей первой и второй ступеней.

Выполнение ракетного блока второй ступени из двух параллельно установленных цилиндрических полублоков, сопряженных боковыми сторонами, приводит к значительному сокращению длины этого блока. При этом последовательное соединение ракетного блока первой ступени с меньшим полублоком второй ступени позволяет дополнительно уменьшить общую длину РН, а размещение их параллельно большему полублоку второй ступени позволяет также увеличить жесткость ее конструкции. За счет этого повышается эксплуатационная технологичность РН, снижается трудоемкость работ при ее изготовлении, транспортировке и эксплуатации. Кроме того, с уменьшением длины РН ее центр масс смещается ближе к хвостовому отсеку, что повышает устойчивость РН на старте и позволяет улучшить условия ее закрепления на стартовой устройстве.

В частном случае реализации изобретения предусмотрена установка блока с полезным грузом на полублоке горючего второй ступени, соединенном узлом силовой связи с хвостовой частью расположенного параллельно ему ракетного блока первой ступени, и смещение оси установки ЖРД второй ступени от оси полублока горючего в сторону оси полублока окислителя. Это позволяет уменьшить балансировочные углы отклонения камеры сгорания ЖРД второй ступени на всех этапах полета РН и свести этот угол практически к нулю в момент выключения второй ступени.

Более предпочтительным является также вариант выполнения предложенной РН, при котором длина полублока горючего второй ступени равна суммарной длине состыкованных ракетного блока первой ступени и полублока окислителя второй ступени, а срезы сопел двигателей первой и второй ступеней расположены на одном уровне. В этом случае обеспечивается большая компактность РН, наиболее благоприятное распределение нагрузок по элементам ее конструкции и наиболее благоприятный тепловой режим хвостовых отсеков ракетных блоков первой и второй ступеней при полете РН. Кроме того, бак криогенного горючего в данном случае выполняется более удлиненным, чем в прототипе, и имеет соответственно меньший диаметр, что позволяет улучшить условия его транспортировки к месту сборки РН.

Нарушение симметричности конструкции РН, вызванное предложенной компоновкой ее частей, как показывает проведенный анализ, практически не приводит к ухудшению управляемости и снижению ее аэродинамических свойств. Это обусловлено относительно малым весом ракетного блока второй ступени по сравнению с весом ракетного блока первой ступени, а также относительно малой массой криогенного горючего по сравнению с массой окислителя второй ступени. Например, в РН "Сатурн-1В", имеющей массу полезного груза 18 т, стартовая масса ракетного блока первой ступени составляет 455 т, а масса ракетного блока второй ступени 120 т, из них 107 т составляет масса криогенного топлива [2, с. 33, табл. 1.4] С учетом того, что в топливе "жидкий кислород плюс жидкий водород" массовая доля горючего составляет 15 вес полублока горючего составляет около 25 т, а вес полублока окислителя 95 т. В случае выполнения ракеты-носителя класса "Сатурн" согласно изобретению суммарный вес ракетного блока первой ступени и полублока окислителя, установленных на общей оси, составит 550 т, а вес расположенных параллельно им полублока горючего и головного блока не превысит 45 т. Именно поэтому смещение бака криогенного горючего и головного блока с оси, на которой расположены наиболее тяжелые ракетный блок первой ступени и бак окислителя второй ступени, приведет в предлагаемой двухступенчатой РН лишь к незначительному смещению центра масс с этой оси.

На фиг.1 схематично изображен общий вид РН; на фиг. 2 расположение узлов силовой связи полублоков, разрез A-A на фиг. 1; на фиг. 3 расположение сопел двигателей, вид Б на фиг. 1; на фиг. 4 вторая ступень РН после отделения ракетного блока первой ступени (в полете).

Ракета носитель содержит головной блок 1 с полезным грузом, закрепленный на ракетном блоке 2 второй ступени, соединенном с ракетным блоком 3 первой ступени. Ракетный блок 3 первой ступени включает в себя ракетный двигатель, топливный отсек, а также органы управления, аппаратуру, вспомогательные системы и агрегаты (не показаны). Ракетный блок 2 второй ступени выполнен составным из двух полублоков разной длины полублока окислителя 4, включающего в себя бак окислителя 5 этой ступени, и полублока горючего 6, включающего бак криогенного горючего 7, жидкостный ракетный двигатель 8 с поворотным соплом крена 9, а также органы управления, аппаратуру, вспомогательные системы и агрегаты (не показаны). Внутри бака криогенного горючего размещен теплоизолированный расходный трубопровод 10 подачи окислителя из полублока 4 к двигателю 8 второй ступени. Длина полублока горючего 6 второй ступени значительно превышает длину полублока окислителя 4. Полублоки 4 и 6 второй ступени расположены параллельно и сопряжены своими боковыми сторонами, причем меньший полублок 4 с помощью верхнего и нижнего узлов силовой связи 11 и 12 соединен с передней частью большего полублока 6. Верхний узел силовой связи 11 состоит из двух симметрично расположенных стержневых стяжек, обеспечивающих жесткую связь полублоков в радиальном и тангенциальном направлениях с возможностью их относительного продольного перемещения. Нижний узел силовой связи 12 обеспечивает жесткую связь соединяемых участков полублоков 4 и 6. Расходный трубопровод 10 через горловину 13, выполненную в обечайке полублока 6 вблизи узла силовой связи 12, подключен к трубопроводу 14 полублока 4, соединенному с заборным устройством бака окислителя. Ракетный блок 3 первой ступени расположен соосно за полублоком окислителя 4 второй ступени и соединен с ним межблочным переходным отсеком 15, снабженным узлом разделения ступеней 16, например, с пирозамками, установленными по перечному стыку соединенных частей РН. Ракетный блок 3 соединен также с полублоком горючего 6 второй ступени межблочным узлом силовой связи 17, аналогичным узлу связи 11, расположенным в зоне хвостовых частей ступеней и допускающим их относительное продольное перемещение, при этом срезы сопел двигателей ракетных блоков 2 и 3 расположены на одном уровне. В оптимальном варианте выполнения предлагаемой РН совместная длина установленных соосно ракетного блока 3 и полублока окислителя 4 равна длине параллельного им полублока горючего 6. Головной блок 1 с полезным грузом расположен соосно полублоку 6 ракетного блока 2 второй ступени и закреплен в его передней части через межблочный переходный отсек 18 снабженный узлом разделения 19. В передней части полублока окислителя 4 установлен обтекатель 20.

Уменьшить балансировочные углы отклонения камеры сгорания двигателя 8 позволяет смещение оси установки этого двигателя от оси полублока горючего 6 в сторону оси полублока окислителя 4, например на приблизительно 1/8 диаметра полублока).

В некоторых случаях в зависимости от состава и компоновки вида полезного груза и условий обслуживания РН на технической и стартовой позиции головной блок 1 может быть установлен на полублоке окислителя 4 ракетного блока второй ступени, тогда обтекатель 20 устанавливается на полублоке горючего 6. Поскольку вес головного блока 1 составляет не более 3 от стартового веса РН, установка его по оси полублока окислителя 4 не оказывает заметного влияния на положение центра масс РН на старте и на ее управляемость в полете.

Предлагаемая двухступенчатая РН работает следующим образом.

Ракета-носитель устанавливается на пусковом столе стартовой позиции в вертикальное положение и крепится на нем с помощью замков силового крепления. При старте РН производится запуск двигателей первой и второй ступеней, оси камер сгорания двигателей при старте расположены параллельно осям ступеней. После старта может осуществляться автоматический поворот камер сгорания обоих двигателей, обеспечивающий направление их осей в центр масс РН. В процессе полета ПН по мере выработки топлива первой ступени центр масс смещается в сторону полубока горючего 6 второй ступени. Управление РН по каналам тангажа, рыскания и вращения на этом участке полета осуществляется качанием камер сгорания двигателей первой и второй ступеней. По окончании работы первой ступени срабатывает узел разделения 16, разрываются силовые связи 17 и происходит отделение ракетного блока 3 от полублоков 4 и 6 второй ступени. Управление полетом РН в процессе отделения первой ступени 3 и на активном участке полета второй ступени осуществляется качанием двигателя 8 второй ступени, а также поворотным соплом крена 9, установленным в торцевой части полублока 6. В конце активного участка полета второй ступени в соответствии с программой выведения полезного груза (космического аппарата) срабатывает узел разделения 19 и обеспечивается отделение головного блока 1 от ракетного блока 2 второй ступени.

Были проведены проектно-конструкторские проработки по двухступенчатой РН предлагаемой конструкции, предназначенной для выведения на опорную орбиту полезного груза массой 20 т. В качестве ракетного блока первой ступени данной РН использован блок диаметром 4 м с рабочим запасом топлива 300 т, снабженный кислородно-керосиновым двигателем с тягой на Земле 70 т. Ракетный блок второй ступени, имеющий суммарный рабочий запас топлива 190 т, состоит из параллельно установленных полублоков горючего и окислителя диаметром 4 м. Полублок горючего длиной 45 м включает в себя верхний приборный отсек, топливный отсек с баком жидкого водорода и хвостовой отсек с кислородно-водородным двигателем, имеющим тягу на Земле 150 т. Полублок окислителя содержит бак жидкого кислорода и имеет длину 16 м. Он соединен с верхней частью полублока горючего с помощью двух опор: верхней поперечной опоры типа "зуб-вилка" с двумя разнесенными тягами, расположенной в зоне приборного отсека, и нижней шаровой опоры, расположенной вблизи нижнего днища бака окислителя. Ракетный блок первой ступени состыкован с полублоком окислителя второй ступени межблочным переходным отсеком, снабженным узлом разделения с пирозарядами (или разрывными болтами), совместная длина их составляет 45 м. В районе своих хвостовых отсеков ракетные блоки первой и второй ступеней имеют узел силовой связи в виде поперечной опоры типа "зуб-вилка" с двумя разнесенными тягами. Разделение ступеней РН производится по перечному стыку межблочного переходного отсека при срабатывании пирозамков его узла разделения с одновременным разрывом тяг хвостового узла силовых связей. Головной блок с полезным грузом установлен на полублоке горючего второй ступени, полублок окислителя которой снабжен головным обтекателем. Общая длина РН составляет 60 м. Опорой РН на пусковом столе служит стартово-стыковочный блок, остающийся после старта РН на пусковом устройстве. Этот блок связан замками крепления с хвостовым отсеком ракетного блока первой ступени, а полублок горючего второй ступени опирается своим хвостовым отсеком на опору "сопровождения" с осевым усилием на участке рабочего хода 40 50 т.

Согласно проведенным проектным проработкам и баллистическим расчетам при запуске и на участках полета данной РН обеспечиваются следующие балансировочные углы отклонения камер сгорания двигателей. После схода РН с пускового устройства углы отклонения для двигателей первой и второй ступеней составляют, соответственно, 1^o 30' и 7^o 40' (предельные углы поворота камер сгорания этих двигателей, соответственно, равны 8^o и 11^o). В момент выдачи команды на выключение двигателя первой ступени эти углы, соответственно, равны 2^o 10' и 4^o 50', а после отделения первой ступени на начальном участке полета второй ступени угол отклонения камеры сгорания ее двигателя составляет 3^o 50'.

Скоростной напор на участке выведения РН не превышает 3000 кгс/м², а в момент разделения ступеней 7,5 кгс/м². Возмущающий момент по крену от воздействия на РН аэродинамических сил не превышает 60 тм, что является приемлемым с точки зрения располагаемых управляющих моментов.

Таким образом, результаты проведенных проработок подтверждают практическую реализуемость предложенной схемы двухступенчатой РН с обеспечением решения поставленной задачи увеличения массы выводимого полезного груза и повышения эксплуатационной надежности РН.

Использование: космическая ракетная техника. Сущность изобретения: двухступенчатая ракета-носитель, содержащая головной блок с полезным грузом, ракетный блок первой ступени с межблочным переходным отсеком, снабженным узлом разделения, и ракетный блок второй ступени, выполненный состоящим из двух параллельно установленных полублоков разной длины, сопряженных боковыми сторонами, полублок окислителя, включающего бак криогенного окислителя и полублок горючего, включающего бак криогенного горючего, жидкостный ракетный двигатель и расходный трубопровод подачи окислителя для питания двигателя. Полублок окислителя соединен узлами силовой связи с передней частью полублока горючего, имеющего большую длину, и подключен к его расходному трубопроводу подачи окислителя. Ракетный блок первой ступени расположен соосно за полублоком окислителя второй ступени и соединен с ним межблочны отсеком, что дает возможность параллельной установки двигателей первой и второй ступеней. 4 з. п. ф-лы, 4 ил.

1. Двухступенчатая ракета-носитель, содержащая ракетный блок первой ступени с межблочным переходным отсеком, соединенным с ракетным блоком второй ступени, включающим бак криогенного горючего, бак окислителя и жидкостный ракетный двигатель, головной блок с полезным грузом и узлы силовой связи, при этом межблочный переходной отсек снабжен узлом разделения ступеней, отличающаяся тем, что ракетный блок второй ступени выполнен состоящим из двух полублоков разной длины, сопряженных боковыми сторонами, полублока окислителя, включающего в себя бак окислителя, и полублока горючего, включающего бак криогенного горючего, жидкостный ракетный двигатель и расходный трубопровод подачи окислителя для питания двигателя, причем полублок окислителя соединен узлами силовой связи с передней частью полублока горючего и подключен к его расходному трубопроводу подачи окислителя, а ракетный блок первой ступени расположен соосно за полублоком окислителя второй ступени и соединен с ним межблочным переходным отсеком. 2. Ракета-носитель по п. 1, отличающаяся тем, что головной блок с полезным грузом установлен соосно на полублоке горючего, который расположен параллельно ракетному блоку первой ступени и соединен с его хвостовой частью узлом силовой связи. 3. Ракета-носитель по п. 1, отличающаяся тем, что головной блок с полезным грузом установлен соосно на полублоке окислителя ракетного блока второй ступени. 4. Ракета-носитель по п. 1, отличающаяся тем, что ось установки жидкостного ракетного двигателя второй ступени смещена от оси полублока горючего в сторону оси полублока окислителя. 5. Ракета-носитель по п. 1, отличающаяся тем, что длина полублока горючего второй ступени равна суммарной длине состыкованных ракетного блока первой ступени и полублока окислителя второй ступени, при этом срезы сопел двигателей первой и второй ступеней расположены на одном уровне.