МНОГОСТУПЕНЧАТАЯ РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ Российский патент 1998 года по МПК B64G1/00 

Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается конструкции транспортных космических ракет-носителей (РН), предназначенных для выведения на околоземную орбиту космических аппаратов с полезным грузом различного назначения.

Космическая многоступенчатая РН содержит головной блок с полезным грузом и соединенные узлами межблочной силовой связи ракетные части ее ступеней, выполненные каждая в виде одного или нескольких ракетных блоков, включающих ракетный двигатель, топливный отсек, органы управления, аппаратуру, вспомогательные системы и агрегаты. В качестве топлива двигательной установки ракетной части первой ступени с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД) широко используются компоненты жидкого кислорода и керосина, характеризующиеся высокими энергетическими параметрами при достаточно высокой их плотности [2, с. 100 -105]. Ракетная часть первой ступени вместо ЖРД может также использовать твердотопливные двигатели РДТТ [2, с. 85]. В двигательной установке второй ступени часто используется ЖРД на криогенном кислородно-водородном топливе, которое является наиболее эффективным при полете РН в условиях космического пространства [2, с. 100 - 105]. Вследствие значительной разницы плотностей используемых компонентов топлива (горючего) длина ракетного блока второй ступени может значительно превышать длину ракетного блока первой ступени.

Известна многоступенчатая РН пакетной компоновки, содержащая головной блок с полезным грузом и ракетные части первой, второй и третьей ступеней, из которых ракетная часть первой ступени выполнена в виде нескольких автономных ракетных блоков, симметрично расположенных вокруг установленного по центру ракетного блока второй ступени и соединенных с ним в верхнем и нижнем силовых поясах узлами межблочной силовой связи [1, с. 114]. В известной РН пакетная компоновка ее ракетных блоков позволяет обеспечить при старте совместную работу двигательных установок первой и второй ступеней, что дает возможность увеличить массу выводимого на орбиту полезного груза. В то же время выполнение ракетной части первой ступени из нескольких автономных ракетных блоков значительно усложняет конструкцию РН и снижает ее полетную надежность, поскольку выход из строя любого из этих ракетных блоков приводит к выходу из строя РН в целом.

Наиболее близкой к предлагаемой ракете-носителю по совокупности существенных признаков является многоступенчатая моноблочная РН тандемной компоновки, содержащая головной блок с полезным грузом и последовательно расположенные ракетные блоки первой и второй ступеней, включающие топливные отсеки с баками окислителя и горючего, при этом ракетный блок первой ступени имеет в своей верхней части межблочный переходный отсек, к которому подсоединена хвостовая часть ракетного блока второй ступени, а межблочный переходный отсек снабжен узлом разделения ступеней [1]. При тандемной компоновке РН выполнение ракетной части первой ступени в виде единого ракетного блока позволяет повысить ее полетную надежность и упростить конструкцию по сравнению с РН пакетной компоновки, в которой ракетная часть первой ступени состоит из нескольких ракетных блоков. Однако при такой компоновке снижается относительная масса полезного груза РН поскольку последовательное расположение ракетных блоков первой и второй ступеней не дает возможности использования двигателя второй ступени на первом этапе полета, что позволило бы увеличить стартовую тягу и стартовую массу РН. Кроме того, последовательное расположение ракетных блоков ступеней приводит к значительному увеличению общей длины РН и связано с необходимостью дополнительного усиления ее конструкции для обеспечения необходимых прочностных характеристик. Усиление конструкции приводит к утяжелению РН за счет увеличения ее пассивной массы и, соответственно, к дополнительному снижению относительной массы полезного груза.

Задачей изобретения является увеличение относительной массы полезного груза многоступенчатой ракеты-носителя и улучшение ее эксплуатационных характеристик по сравнению с прототипом.

Решение поставленной задачи обеспечивается за счет того, что многоступенчатая ракета-носитель, содержащая головной блок с полезным грузом, ракетный блок первой ступени с межблочным переходным отсеком в его верхней части и ракетный блок второй ступени, включающий топливный отсек с баками и расходными магистралями окислителя и горючего, в соответствии с изобретением снабжена двумя узлами межблочной силовой связи, содержащими узлы разделения ступеней, и по крайней мере одним дополнительным топливным баком, подключенным через расстыковываемую в полете магистраль с отсечным клапаном к топливному отсеку ракетного блока второй ступени, при этом дополнительный топливный бак размещен соосно ракетному блоку первой ступени и соединен с его межблочным переходным отсеком, а ракетный блок второй ступени расположен параллельно ракетному блоку первой ступени и дополнительному топливному баку и соединен с ними узлами межблочной силовой связи, расположенными на его боковой поверхности.

Расположение ракетного блока второй ступени параллельно ракетному блоку первой ступени обеспечивает возможность совместной работы двигателей первой и второй ступеней при старте и на первом этапе полета РН. Это позволяет увеличить относительную массу полезного груза предложенной РН. Объем каждого дополнительного топливного бака предлагаемой РН соответствует количеству соответствующего компонента топлива, необходимому для работы двигателя ракетного блока второй ступени в течение времени работы двигателя ракетного блока первой ступени. Закрепление дополнительного топливного бака второй ступени на межблочном переходном отсеке ракетного блока первой ступени и соединение их с ракетным блоком второй ступени узлами межблочной силовой связи, содержащими узлы разделения ступеней, позволяет в конце активного участка первой ступени отделить опорожненный дополнительный топливный бак от второй ступени РН. Это позволяет дополнительно увеличить массу полезного груза РН за счет уменьшения массы бака соответствующего компонента топлива (или баков обоих компонентов топлива) на активном участке второй ступени. При этом следует отметить, что вследствие значительной разности плотностей компонентов топлива второй ступени (плотность кислорода приблизительно в 16 раз превышает плотность водорода), размер и масса бака горючего значительно превышают размер и массу бака окислителя. Поэтому при использовании только одного дополнительного топливного бака наибольший положительный эффект обеспечивает размещение в этом баке криогенного горючего жидкого водорода.

Параллельное расположение ракетных блоков первой и второй ступеней позволяет значительно уменьшить общую длину предлагаемой РН по сравнению с длиной прототипа. Размещение дополнительного топливного бака соосно ракетному блоку первой ступени позволяет дополнительно уменьшить длину предложенной РН.

На фиг. 1 схематично изображен общий вид РН; на фиг.2 - расположение элементов узлов межблочной силовой связи, вид А на фиг.1; на фиг.3 - элементы гидравлического соединения дополнительного топливного бака и бака с соответствующим компонентом топлива ракетного блока второй ступени.

В качестве примера выполнения рассмотрена РН с использованием только одного дополнительного бака для питания двигателя второй ступени дополнительного бака горючего. Ракетный блок первой ступени может использовать жидкое или твердое ракетные топлива.

Ракета-носитель содержит ракетный блок 1 первой ступени с ракетным двигателем 2 и расположенный параллельно ему ракетный блок 3 второй ступени, имеющий жидкостный ракетный двигатель 4 с поворотным соплом крена 5. Двигатели 2 и 4 установлены в карданных подвесах и снабжены рулевыми машинами, обеспечивающими поворот камер сгорания двигателей относительно оси их ракетных блоков (не показаны). Топливный отсек ракетного блока 3 второй ступени включает установленные соосно с двигателем 4 бак 6 криогенного окислителя (жидкого кислорода) и бак 7 криогенного горючего (жидкого водорода), а также расходные магистрали (не показаны) для питания двигателя 4 компонентами из баков 6 и 7. Ракетные блоки 1 и 3 включают в себя также органы управления, аппаратуру, вспомогательные системы и агрегаты (не показаны). Ракетный блок 3 второй ступени содержит также дополнительный топливный бак 8 с криогенным горючим (жидким водородом), размещенный соосно ракетному блоку 1 первой ступени и соединенный с ним межблочным переходным отсеком 9, расположенным в верхней части ракетного блока 1. Дополнительный бак горючего 8 в рассматриваемом примере выполнения подключен к основному баку горючего 7 ракетного блока 3 с помощью расстыковываемой в полете магистрали 10, содержащей узел расстыковки 11 и отсечной клапан 12.

Следует отметить, что в некоторых случаях может оказаться более выгодным подавать горючее из дополнительного бака 8 не в основной бак горючего 7 ракетного блока 3 второй ступени, а непосредственно в питающую двигатель 4 расходную магистраль горючего (с использованием клапана переключения).

На ракетном блоке 3 соосно ему установлен головной блок 13 с полезным грузом, закрепленный в передней части ракетного блока через переходной отсек 14, снабженный узлом разделения 15. Ракетный блок 3 второй ступени с помощью нижнего узла межблочной силовой связи 16, расположенного в хвостовой части блока на его боковой поверхности, и верхнего узла межблочной силовой связи 17, расположенного на боковой поверхности блока в его верхней части, соединен с ракетным блоком 1 первой ступени и дополнительным баком горючего 8, связанными межблочным переходным отсеком 9. Срезы сопел двигателей 2 и 4 ракетных блоков 1 и 3 для обеспечения необходимого теплового режима хвостовых отсеков при совместной работе двигателей целесообразно располагать на одном уровне. Узлы межблочной силовой связи 16 и 17 снабжены узлами разделения ступеней 18. В передней части дополнительного топливного бака 8 установлен обтекатель 19.

Предлагаемая многоступенчатая ракета-носитель работает следующим образом.

РН вертикально устанавливается на пусковом столе стартовой позиции и крепится на нем с помощью замков силового крепления. При старте РН производится запуск ракетных двигателей 4 и 2 ракетных блоков 3 и 1 второй и первой ступеней, при этом оси камер сгорания двигателей 2 и 4 с помощью рулевых машин направлены по оси ракетных блоков 1 и 3. После старта РН в зависимости от выбранной программы управления движением ракеты-носителя осуществляется автоматический поворот камер сгорания двигателей 2 и 4 относительно оси их ракетных блоков, обеспечивающий направление равнодействующей вектора тяги в центр масс РН.

Управление ракетой-носителем по каналам тангажа, рыскания и вращения на этом участке полета осуществляется качанием камер сгорания двигателей ступеней. После выработки криогенного горючего из дополнительного топливного бака 8 и окончания работы двигателя ракетного блока 1 первой ступени срабатывают узлы разделения ступеней 18, установленные в узлах межблочной силовой связи 16 и 17, и происходит отделение ракетного блока 1 и дополнительного бака 8 от ракетного блока 3 второй ступени и головного блока 13 с полезным грузом. Управление полетом РН в процессе отделения ракетного блока 1 с баком 8 и далее на активном участке полета второй ступени осуществляется качанием двигателя 4 ракетного блока 3, а также поворотным соплом крена 5. В конце активного участка полета второй ступени РН по достижении базовой орбиты срабатывает узел разделения 15 межблочного переходного отсека 14 и происходит отделение ракетного блока 3 второй ступени от головного блока 13 с полезным грузом, работа многоступенчатой РН по выведению полезного груза на орбиту закончена.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и, более конкретно, к конструкции ракет-носителей (РН) для выведения на околоземную орбиту полезных грузов различного назначения. Согласно изобретению многоступенчатая РН содержит соединенные по параллельной схеме ракетные блоки первой и второй ступеней РН, причем соосно блоку первой ступени размещен соединенный с его межблочным переходным отсеком дополнительный топливный бак, подключенный к топливному отсеку ракетного блока второй ступени НР через расстыковываемую в полете магистраль с отсечным клапаном. Ракетные блоки первой и второй ступеней соединены узлами силовой связи, расположенными на их боковых поверхностях. Изобретение позволяет увеличить относительную массу полезного груза и улучшить эксплуатационные показатели многоступенчатой РН. 3 ил.

Многоступенчатая ракета-носитель, содержащая головной блок с полезным грузом, ракетный блок первой ступени с межблочным переходным отсеком в его верхней части и ракетный блок второй ступени, включающий топливный отсек с баками и расходными магистралями окислителя и горючего, отличающаяся тем, что она снабжена двумя узлами межблочной силовой связи, содержащими узлы разделения ступеней, и по крайней мере одним дополнительным топливным баком, подключенным через расстыковываемую в полете магистраль с отсечным клапаном к топливному отсеку ракетного блока второй ступени, при этом дополнительный топливный бак размещен соосно с ракетным блоком первой ступени и соединен с его межблочным переходным отсеком, а ракетный блок второй ступени расположен параллельно ракетному блоку первой ступени и дополнительному топливному баку и соединен с ними узлами межблочной силовой связи, расположенными на его боковой поверхности.