МНОГОСТУПЕНЧАТАЯ РАКЕТА Российский патент 1997 года по МПК F02K9/76 

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к устройству многоступенчатых жидкостных ракет.

Известна многоступенчатая ракета, включающая тандемно расположенные предыдущую и последующую ступени со средствами разделения, ракетными двигателями и баками для компонентов жидкого топлива, в одном из которых утоплен двигатель последующей ступени /1/.

Описанная многоступенчатая ракета с утопленным ракетным двигателем (РД) характеризуется относительно малой длиной и, следовательно, малым удалением точки приложения тяги от центра масс летательного аппарата (ЛА), что требует больших управляющих сил для стабилизации ЛА и удержания его на заданной траектории полета. В итоге управление полетом известной ракеты сопряжено с существенными энергетическими потерями или снижением результирующего импульса тяги двигательной установки.

Далее, для создания управляющих сил в ракетной ступени с утопленным РД приходится предусматривать вспомогательные рулевые агрегаты в виде специальных РД, камер или сопел малой тяги, что дополнительно снижает удельный импульс тяги, а также усложняет и утяжеляет конструкцию всего ЛА. Описанный недостаток известной многоступенчатой ракеты особенно проявляется для последующей ступени, в одном из баков которой утоплен собственный РД.

Изобретение решает техническую задачу снижения энергетических затрат на управление полетом ЛА наряду со снижением массы конструкции ЛА. При этом ожидается технический результат, состоящий в получении указанных выгод, что позволит в конечном счете увеличить долю полезного груза в общей массе ЛА.

Поставленная задача решается тем, что в многоступенчатой ракете, включающей тандемно расположенные предыдущую и последующую ступени со средствами разделения, ракетными двигателями и баками для компонентов жидкого топлива, в одном из которых утоплен двигатель последующей ступени согласно изобретению, в предыдущей ступени бак одного топливного компонента разделен баком другого топливного компонента на переднюю и заднюю секции, двигатель последующей ступени утоплен в первой из них, и предусмотрены средства для опережения выработки топливного компонента из первой секции и последующего снижения давления в ней до уровня, обеспечивающего безопасное и контролируемое разделение ступеней, а средства снижения давления в передней секции бака включают одно или несколько перекрываемых сопел, преимущественно ориентированных вдоль продольной оси ракеты и соединенных с указанной секцией посредством трубопровода, проходящего через разделяющий секции бак другого топливного компонента.

На чертеже схематично дана предлагаемая многоступенчатая ракета. Она содержит тандемно расположенные первую ступень 1 и вторую ступень 2, соединенные при помощи фланцев с пироболтами 3, в головной части ракеты установлен полезный груз 4, отделяемый при помощи пироустройств 5. Каждая из ступеней 1 (2) содержит образующие корпус ракеты топливные баки (секции) окислителя 6 (7) и горючего 8а, 8б (9) соответственно, ограниченные днищами 10. 15. Все они, кроме заднего днища 10 и переднего 15, представляют собой разделительные внутренние перегородки, общие для смежных баковых секций. Бак горючего первой ступени выполнен из двух секций, задней 8а и передней 8б, которые разделены промежуточным баком окислителя 6 и сообщены между собой посредством проходящего через этот бак расходного тоннельного трубопровода 16 с установленным в нем клапаном 17. В хвостовых частях ракетных ступеней размещены жидкостные РД 18 и 19, соединенные с баками расходными (питающими) трубопроводами окислителя 20, 21 и горючего 22, 23, с целью управления ракетой в полете РД снабжены шарнирными подвесами 24, 25. Передняя секция 8б бака горючего первой ступени и бак горючего 9 второй ступени разделены общим днищем (перегородкой) 13 и под ним смонтирован двигатель 19 второй ступени, погруженный, таким образом, в бак горючего первой ступени. Средства разделения ступеней 3 размещены под упомянутым общим днищем 13; под ним же, в стенке баковой секции 8б, предусмотрены люки 26 (показан один), вскрываемые посредством пирошнуров (не показаны). В частном случае, который представлен штриховыми линиями в левой нижней части чертежа, вместо элементов 16, 17, 26 ракета содержит расходный трубопровод 27 (аналогичный трубопроводу 16) с баковым ответвлением 27а, в котором установлен клапан 28 (аналогичный клапану 17) нижний конец указанного трубопровода выведен на днище 10 и соединен с реактивные соплом 29, перекрытым заглушкой 30.

Предлагаемая многоступенчатая ракета функционирует следующим образом.

После сборки ракетных ступеней 1 и 2 в единый ЛА и установки на него полезного груза 4 ракету помещают на стартовое устройство и топливные баки заправляют компонентами жидкого ракетного топлива: баки 6,7 жидким окислителем, баки 8а, 8б, 9 жидким горючим; при этом клапан 27 (28) открыт. В заправленной ракете конструкция РД 19 находится в контакте с содержимым баковой секции 8б. По команде "Пуск" производят наддув баковых секций 8, 8б и подают на них топливо по трубопроводам 20, 16 (27), 22 в двигатели 18, что обеспечивает их включение в работу и старт ракеты. Ее полет по заданной траектории обеспечивается путем поворота РД в шарнирных подвесках 24 при помощи рулевых приводов (на чертеже не показаны). После выработки горючего из секции 8б и трубопровода 16 (27) закрывают клапан 17 (28), удаляют люки 26 (заглушку 30 из сопла 29) и включают наддув баковой секции 8а. В результате этих операций РД 18 переключается на питание горючим от секции 8а (окислитель по-прежнему поступает из бака 6). Одновременно секция 8б соединяется с окружающей средой (атмосферой), в которую истекают газы и испаряющиеся остатки горючего из указанной секции, понижая в ней давление. К моменту его падения с первоначальной величины в несколько атмосфер до 0,3.0,5 кгс/см² (30.50 кПа) и ниже происходит полная выработка топлива из баков 6, 8а, и РД 18 выключают (перекрытием расходных трубопроводов). Одновременно включают в работу РД 13 (аналогично РД 18) и подрывают пироболты 3. При этом баковая секция 8б отделяется вместе с отработавшей ступенью 1 от остальной части ЛА, а вторая ступень 2 продолжает полет, будучи управляема путем поворота РД 19 в шарнирном подвесе 25 (аналогично первой ступени). После выработки топлива из баков 7, 9 производят выключение РД 19 и задействуют пироустройства 5, отделяющие полезный груз 4 для его самостоятельного функционирования.

Предлагаемая многоступенчатая ракета обеспечивает достижение нескольких целей. Первой из них является снижение энергетических затрат на управление полетом ЛА. Как упоминалось, известная ракета с РД, утопленным в баке собственной ступени, ввиду малого удлинения ЛА характеризуется малым удалением точки приложения тяги от центра масс ЛА, что требует значительных управляющих сил для стабилизации ЛА и его удержания на траектории. При утоплении РД последующей ступени в "чужом" баке согласно изобретению длина ДА в целом уменьшается, в то время как последующая ступень сохраняет размеры, характерные для ЛА без утопления РД, а следовательно, энергозатраты на управление полетом последующей ступени и ЛА в целом снижаются. Этому способствует также применимость нашего технического решения к РД, снабженным шарнирными подвесами: после отделения отработавшей ступени утопленный в ее баке РД последующей ступени становится обычным, "неутопленным" и может беспрепятственно отклоняться в шарнирном подвесе. Благодаря этому становится возможным управлять полетом ЛА по тангажу и рысканью, а для многокамерной двигательной установки и по крену с минимальными энергозатратами. Отсутствие специальных рулевых двигателей, камер и сопел упрощает и облегчает конструкцию двигательной установки и ЛА в целом, повышает их надежность.

Предлагаемое нами утопление РД в "чужом" баке связано со специфичной проблемой ввиду общепринятого для ракетных ступеней переднего расположения бака окислителя: без принятия специальных мер конструкция утопленного в "чужом" баке РД оказалась бы в неблагоприятном контакте с окислительной средой, что снизило бы надежность ЛА. Во избежание этого нами предложено в предыдущей ступени разделить бак одного топливного компонента (промежуточная баком другого) на переднюю и заднюю секции, в первой из которых утопить РД последующей ступени, обеспечив таким путем контакт конструкции РД с восстановительной средой. При этом сохраняется также унификация РД для обеих ступеней в случае, когда на предыдущей ступени РД также утоплен (в собственном баке). Для достижения унификации может оказаться необходимым секционирование бака окислителя посредством бака горючего: например, при использовании на первой ступени топлива кислород-метан, а на второй топлива кислород-водород, поскольку водородный бак принято размещать спереди.

Другая специфичная проблема утопления РД в "чужом" баке касается разделения ступеней. Без принятия специальных мер ступень 2 (см. чертеж) при разрыве силовых связей 3 подверглась бы весьма большому силовому воздействию от приложенного к днищу 13 остаточного давления в баковой секции 8б. Такое воздействие способно вызвать разрушительные для конструкции последующей ступени и полезного груза перегрузки: кроме того, ввиду возможности нерасчетного характера нагрузки разделение ступеней может происходить нестабильно. Для решения этой специфичной проблемы нами предусмотрены средства сообщения передней баковой секции (в которой утоплен РД) с окружающей средой после выработки топливного компонента из указанной секции. В частном случае, указанные средства включают перекрываемые реактивные сопла, преимущественно ориентированные вдоль продольной оси ракеты, и соединенные с указанной секцией посредством тоннельного трубопровода, проходящего через промежуточный бак. Такое частное техническое решение выгодно по энергетическим и массовым характеристикам ЛА: газ и остатки топливного компонента в передней баковой секции используются для создания разгонного тягового импульса; в случае одиночного сопла (которое можно расположить по оси ЛА) число и длина тоннельных вспомогательных трубопроводов минимальна, компоновка получается удобной.

Наиболее целесообразной областью использования изобретения представляются баллистические и космические ракеты-носители.

Использование: изобретение относится к ракетной технике, конкретно - к устройству многоступенчатых жидкостных ракет. Сущность изобретения: многоступенчатая ракета включает тандемно расположенные ступени со средствами разделения, ракетными двигателями и баками для компонентов жидкого топлива. В предыдущей ступени бак одного топливного компонента разделен баком другого на переднюю и заднюю секции, в первой из которых утоплен двигатель последующей ступени и имеются средства сообщения с окружающей средой. Целью является снижение энергетических затрат на управление полетом летательного аппарата наряду со снижением конструкционной массы. Целесообразная область применения - баллистические и космические ракеты-носители. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

1. Многоступенчатая ракета, включающая тандемно расположенные предыдущую и последующую ступени со средствами разделения, ракетными двигателями и баками для компонентов жидкого топлива, в одном из которых утоплен двигатель последующей ступени, отличающаяся тем, что в предыдущей ступени бак одного топливного компонента разделен баком другого топливного компонента на переднюю и заднюю секции, двигатель последующей ступени утоплен в первой из них, при этом предусмотрены средства для опережающей выработки топливного компонента из первой секции и последующего снижения давления в ней до уровня, обеспечивающего безопасное и контролируемое разделение ступеней. 2. Ракета по п. 1, отличающаяся тем, что средства снижения давления в передней секции бака включают одно или несколько перекрываемых сопл, преимущественно ориентированных вдоль продольной оси ракеты и соединенных с указанной секцией посредством трубопровода, проходящего через разделяющий секции бак другого топливного компонента.