МНОГОСТУПЕНЧАТАЯ КОСМИЧЕСКАЯ РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ Российский патент 2005 года по МПК B64G1/00 F42B15/00 

Данное изобретение относится к космической технике, в частности к конструкции многоступенчатой космической ракеты-носителя, и может быть использовано при разработке технологии вывода полезного груза в околоземное пространство и при разработке авиационного ракетно-космического комплекса (РКК).

В настоящее время ведущие космические державы и развивающиеся страны наращивают усилия в области освоения и использования космоса с помощью малых космических аппаратов (полезного груза).

Спрос на малые космические аппараты (МКА) предполагает объемы заказов на их запуски и расширение этого сектора мирового рынка.

Потребности рынка удовлетворяются запуском МКА со стационарного космодрома ракетой-носителем среднего или тяжелого классов в качестве дополнительной полезной нагрузки, при этом необходимым условием является наличие заказа на выведение крупногабаритной основной полезной нагрузки.

Недостатком этого способа запуска МКА является ограничение на их количество запусков, обусловленное наличием заказов на выведение крупногабаритных основных полезных нагрузок.

На практике в настоящее время решается задача обеспечения запуска МКА не только со стационарных космодромов, но и с территории страны заказчика или владельца КА.

Анализ инфраструктуры РКК, как стационарных, так и подвижных, показывает, что для обеспечения вывода полезного груза в околоземное пространство основные параметры комплекса определяют: способ вывода полезного груза в околоземное пространство, способ запуска и конструкция космической многоступенчатой ракеты-носителя. При всем этом в состав РКК входят радиотехнические средства приема внешней информации и формирования программы полета ракеты-носителя, средства наземного обслуживания, система базирования (космодром, аэродром, стартовая площадка, подготовленная в инженерном отношении, подводный крейсер), средства транспортирования ракеты-носителя, а также измерительные пункты приема телеметрической информации о параметрах траектории движения ракеты носителя, отделения ступеней и отделения МКА.

Задача по выводу МКА в околоземное пространство с использованием РКК считается выполненной, если МКА отделился от ракеты-носителя на заданной высоте орбиты с точностью, оговоренной условиями договора. Дальнейшее обслуживание МКА обеспечивается службами, не входящими в инфраструктуру РКК.

Анализ баллистической схемы выведения МКА в околоземное пространство при помощи ракеты-носителя с двигательными установками на твердом топливе показывает, что максимальную массу полезного груза на заданную высоту орбиты можно вывести, используя баллистическую «паузу». При этом отделение МКА от ракеты-носителя оптимально должно проходить на достаточно большом расстоянии, примерно на полувитке движения по орбите МКА. Это обстоятельство затрудняет осуществить вывод МКА в околоземное пространство с территории заказчика, так как требуется разместить элементы РКК (измерительные пункты) вне территории заказчика.

Решить поставленную задачу по выводу МКА в околоземное пространство с территории заказчика можно с использованием РКК, который является автономным (независимым от третьих лиц) и мобильным, для чего требуется решить ряд взаимосвязанных проблем, к которым относятся:

I. Разработка способа вывода МКА в околоземное пространство и разработка РКК.

II. Разработка способа запуска ракеты-носителя в системы базирования и разработка ракеты-носителя.

III. Разработка многоступенчатой космической ракеты-носителя.

Рассмотрение первой проблемы показало, что для поставленной цели на основе выбора соответствующих параметров движения ракеты-носителя и параметров ракеты-носителя, необходимо провести оптимизацию состава РКК, решить задачу по созданию автономного авиационного ракетно-космического комплекса (АРКК) и осуществлять запуск МКА с территории заказчика. Решению этой проблемы посвящена заявка под названием "Способ вывода полезного груза в околоземное пространство с использованием авиационного ракетно-космического комплекса и авиационный ракетно-космический комплекс" на выдачу патента на изобретение, которая подается совместно и одновременно с настоящей заявкой.

Рассмотрение второй проблемы показало, что для поставленной цели необходимо использовать преимущества самолета-носителя с техническими характеристиками истребителя-перехватчика четвертого поколения типа МиГ-31 при запуске ракеты-носителя. Решению этой проблемы посвящена заявка под названием "Способ запуска многоступенчатой космической ракеты-носителя с использованием самолета-носителя и многоступенчатая космическая ракета-носитель" на выдачу патента на изобретение, которая подается совместно и одновременно с настоящей заявкой.

Решение третьей проблемы показало, что для поставленной цели необходимо использовать твердотопливную многоступенчатую ракету, т.к. в этом случае отпадает потребность заправки ее компонентами жидкого топлива и тем самым упрощается наземное оборудование (отсутствует сложный комплекс по заправке), а также может быть обеспечена заводская готовность ракеты и, как следствие, высокая надежность, безопасность, удобство и простота эксплуатации. Решению этой проблемы посвящена настоящая заявка на выдачу патента на изобретение.

Наиболее близким аналогом является конструкция многоступенчатой ракеты, патент РФ №2076058 [1], содержащей последовательно соединенные посредством соединительных отсеков разгонные ступени с двигателями на твердом топливе, полезный груз, адаптер для крепления полезного груза, головной обтекатель с поперечной плоскостью разъема с последней ступенью ракеты.

Недостатком аналога известной конструкции многоступенчатой ракеты [1], принятого за прототип, является узкая область ее применения.

Технической задачей заявляемого изобретения является расширение области ее применения путем увеличения массы выводимого полезного груза за счет размещения апогейной ступени под обтекателем и размещения последней разгонной ступени под соединительным отсеком, что достигается уменьшением толщины силовых элементов конструкции ступени (за счет исключения аэродинамических нагрузок), так и в результате уменьшения толщины теплозащитного покрытия (из-за уменьшения аэродинамического нагрева). Кроме того, повышается весовое совершенство последней разгонной ступени, так как при разделении ступеней сбрасывается соединительный отсек (т.е. уменьшаются по массе пассивные остатки массы ступени).

Поставленная техническая задача решается тем, что в многоступенчатую космическую ракету-носитель, содержащую разгонные ступени, связанные последовательно посредством соединительных отсеков и снабженные двигательными установками на твердом топливе с сопловыми блоками, доводочный двигатель, газореактивную систему ориентации, хвостовой обтекатель и головной обтекатель, имеющий двигатель отделения и увода на твердом топливе, плоскость поперечного разъема с одной из ступеней ракеты-носителя, размещенные на данной плоскости узлы крепления и отделения головного обтекателя, составную оболочку с передней частью, имеющей замкнутый в вершине торец и вмещающей полезный груз и адаптер для его крепления, незамкнутой с торцов задней частью и расположенной между ними дополнительной поперечной плоскостью разъема с распадающимися узлами крепления, введена расположенная под головным обтекателем апогейная ступень, выполненная с последовательно установленными автономным головным блоком, который образуют передняя часть головного обтекателя, адаптер и полезный груз, приборным отсеком, двигательной установкой на твердом топливе и хвостовым отсеком, при этом автономный головной блок апогейной ступени скреплен с ее приборным отсеком упомянутыми распадающимися узлами крепления, между апогейной и предпоследней разгонной ступенями выполнен удлиненный цилиндрический отсек, с которым соединена поперечная плоскость разъема головного обтекателя, а двигательная установка последней разгонной ступени расположена внутри удлиненного соединительного отсека.

Решению поставленной задачи способствуют частные существенные признаки изобретения.

Адаптер для крепления полезного груза выполнен в виде двух концентрично установленных с помощью шпангоутов конических оболочек, задние торцы которых снабжены общим шпангоутом, и содержит комплект направляющих роликов безопасного отделения головного обтекателя.

На переднем шпангоуте внутренней обечайки адаптера размещены распадающиеся узлы крепления полезного груза, а на переднем шпангоуте внешней оболочки адаптера закреплен комплект направляющих роликов безопасного отделения головного обтекателя.

Хвостовой отсек апогейной ступени выполнен из стержней форменной конструкции с передним и задним шпангоутами.

Соединительный отсек между апогейной и предпоследней разгонной ступенями выполнен из стержней форменной конструкции с передним и задним шпангоутами.

КРН содержит три разгонные ступени с двигателями на твердом топливе и сопловыми блоками, при этом сопловые блоки второй и третьей ступеней выполнены раздвижными.

Распадающиеся узлы крепления в дополнительной плоскости поперечного разъема головного обтекателя выполнены с возможностью регулирования зазора между стыковочной плоскостью автономного головного блока и стыковочной плоскостью остальной части головного обтекателя.

Соединительный отсек между апогейной и последней разгонной ступенями содержит комплект направляющих роликов безопасного отделения головного обтекателя.

Конкретный пример осуществления конструкции КРН пояснен на Фиг.1-4.

На Фиг.1 изображена многоступенчатая космическая ракета-носитель с двигательными установками на твердом топливе.

На Фиг.2 изображена апогейная ступень.

На Фиг.3 изображен автономный головной блок.

На Фиг.4 изображен вид по стрелке В фиг.2

Исходя из высокого значения потребной конечной скорости (-8000 м/с), необходимой для КРН, с учетом того, что часть этой скорости сообщается перед стартом КРН самолетом, для КРН выбрана схема с тремя маршевыми (разгонными) ступенями, которая содержит апогейную ступень 1, фиг.1, с двигательной установкой на твердом топливе 2.

Особенностью компоновочной схемы КРН является расположение двигательной установки 3, фиг.1, третьей ступени внутри удлиненного соединительного отсека 4, а апогейной ступени под носовым обтекателем 5 и его переходником 6. Двигательные установки 1-ой 7 и 2-ой 8, фиг.1, разгонных ступеней выполнены по «несущей» схеме, при этом механическая связь между ними осуществляется посредством цилиндрического отсека 9.

При трехступенчатом исполнении ракеты за счет массы топлива двигательной установки 7, фиг.1, 1-ой разгонной ступени, достигается уровень скоростного напора при разделении 1-ой и 2-ой ступеней 1300 кг/м², позволяющий использовать на 2-ой разгонной ступени 10, фиг.1, легкое поворотное сопло 11 с углом отклонения 3°, фиг.1.

Подвесное расположение 3-ей и апогейной ступеней внутри носового обтекателя и его переходника и удлиненного соединительного отсека 4, фиг.1, позволяет облегчить их конструкцию за счет снижения воздействующих на них нагрузок и тепловых потоков и исключения из их состава задних стыковочных «юбок». При этом конфигурация наружной поверхности ракеты, образуемой носовым обтекателем с переходником, соединительными отсеками, а также корпусами двигательных установок 1-ой и 2-ой разгонных ступеней, отвечает задачам достижения минимального аэродинамического сопротивления и ограничения степени статической неустойчивости ракеты в допустимых пределах.

Для увеличения энергетических возможностей путем максимального заполнения топливом объема ракеты сопловой блок 11 и сопловой блок 12 2-ой и 3-й двигательных установок разгонных ступеней соответственно выполнены по схеме с двумя раздвижными насадками. Сопловой блок 13 двигательной установки 1-ой разгонной ступени выполнен без применения раздвижных насадков из-за компоновочных ограничений, связанных с необходимостью обеспечения объема хвостового отсека, достаточного для размещения ее рулевого привода. Применение раздвижных насадков на двигательной установке апогейной ступени нецелесообразно из-за малых габаритов ее сопла.

Для снижения аэродинамического сопротивления КРН на подвеске под самолетом и придания КРН статической устойчивости на участке неуправляемого движения от момента ее отделения от самолета-носителя (на фигурах не показан) до запуска двигателя при удалении на безопасное расстояние от самолета, КРН комплектуется хвостовым обтекателем 14, фиг.1. На хвостовом обтекателе закреплены сложенные решетчатые стабилизаторы 15, принудительно раскрываемые после отделения КРН с самолета (на фигурах не показано). Хвостовой обтекатель отделяется непосредственно перед запуском двигательной установки 1-ой ступени КРН.

Соединительные отсеки 4 и 9 выполнены по схеме объемного армирования из композитных материалов с применением торцевых металлических шпангоутов (на фигурах не показано). На задних шпангоутах корпусов отсеков установлены узлы их поперечной рубки, осуществляемой в начале процесса разделения соответствующих ступеней. На передних шпангоутах и в лонжеронах отсеков установлена система из поперечного и продольных детонирующих удлиненных зарядов, обеспечивающая последующее деление отсеков на створки и их разброс в радиальных направлениях.

Носовой обтекатель 5, фиг.1 и фиг.2, представляет собой тело вращения оживальной формы со сферическим притуплением. В передней части обтекателя размещен твердотопливный двигатель 16, фиг.2, для обеспечения совместного отделения и увода носового обтекателя 5 и его переходника 6, фиг.1 и фиг.2.

Апогейная ступень содержит последовательно соединенные узлами крепления полезный груз 17, фиг.1 и фиг.2, адаптер 18, приборный отсек 19 с бортовой системой управления КРН (на фигурах не показана), хвостовой отсек 20 и соединительный отсек 21 двигательной установки 22 апогейной ступени. На переднем шпангоуте 23 хвостового отсека 20, фиг.2, закреплен приборный отсек 19 и двигательная установка 22 апогейной ступени.

Адаптер 18 состоит из двух концентрично установленных конических оболочек, задние торцы которых имеют общий шпангоут 24, посредством которого адаптер пристыковывается к переднему шпангоуту корпуса приборного отсека. На переднем шпангоуте внутренней оболочки адаптера для крепления КА имеются распадающиеся узлы крепления 25, пружинные толкатели для его отделения и датчики отделения КА (при необходимости) (на фигурах не показаны). На переднем шпангоуте внешней оболочки адаптера установлен комплект направляющих роликов 26, обеспечивающих соосное и безопасное отделение обтекателя и его переходника от КРН.

В процессе наземной подготовки адаптер 18, фиг.3, с пристыкованным к нему полезным грузом 17 и носовым обтекателем 5 образуют единую герметичную сборку - головной блок, внутри которого при необходимости обеспечиваются требуемые параметры окружающей полезного груза среды (в части чистоты воздуха, влажности, температуры и т.п.).

Цилиндрический переходник 6, фиг.1 и фиг.2, носового обтекателя 5 через промежуточный шпангоут, принадлежащий соединительному отсеку 21, фиг.2, связывает обтекатель с передним шпангоутом соединительного отсека 4, фиг.1. В передней части цилиндрического переходника 6, фиг.2, имеются закрытые крышками люки 27, обеспечивающие доступ к технологическому стыку адаптера с корпусом приборного отсека 19, фиг.2. На внутренней поверхности переходника обтекателя установлены направляющие 28, фиг.4, рельсового типа, служащие для обеспечения совместного безударного отделения носового обтекателя и переходника.

Корпус хвостового отсека 20, фиг.2, состоит из двух торцевых шпангоутов, соединенных конической форменной конструкцией (на фигурах не показаны). На переднем шпангоуте крепится двигательная установка 22 апогейной ступени. На заднем шпангоуте хвостового отсека имеются распадающиеся узлы (на фигурах не показаны) крепления к соединительному отсеку 21 и кронштейн (на фигурах не показан) с закрепленными на них блоками газореактивной системы ориентации и доводочным двигателем 29. На соединительном отсеке 21 установлен комплект направляющих роликов 30 под направляющие переходника (на фигурах не показаны).

Апогейная ступень крепится распадающимися узлами крепления к соединительному отсеку 21 КРН, фиг.2.

Для пояснения конструкции КРН рассмотрим схему ее функционирования.

В процессе полета самолета в зону пуска КРН, продолжительность которого может достигать 30 мин, при достижении заданных параметров при выполнении самолетом-носителем маневра «горка» (кабрирование) с заданными временными задержками выдаются команды на сброс поясов крепления ракеты (на фигурах не показаны) и на раскрытие аэродинамических стабилизаторов.

По окончании пятисекундной паузы, необходимой для удаления ракеты от самолета-носителя на безопасное расстояние, выдается команды на отделение хвостового обтекателя, на включение пороховых аккумуляторов давления рулевого привода соплового блока, двигательной установки крена 1-ой ступени (на фигурах не показано) и на запуск двигательной установки 1-ой ступени.

Двигательная установка 1-ой ступени, как и все остальные двигательные установки ступеней, работает до полного выгорания топлива. Управление полетом в процессе работы двигательных установок 1-ой и 2-ой ступеней осуществляется по каналам тангажа и рыскания отклонением поворотного сопла, а по каналу крена - специальным твердотопливным двигателем.

По достижении кажущегося продольного ускорения, соответствующего спаду давления в камере до 2 кг/см², начинается цикл операций по разделению 1-ой и 2-ой ступеней КРН.

После отделения соединительного отсека 9, фиг.1, с разбросом его на четыре створки включается ДУ II ступени.

Через две секунды после запуска двигательной установки 2-ой ступени выдается команда на раздвижку ее сопла. Управление полетом КРН осуществляется поворотным соплом и специальным креповым двигателем.

По достижении уровня кажущегося продольного ускорения, соответствующего спаду давления в камере двигательной установки 2-ой ступени до 1 кг/см², отделяют носовой обтекатель совместно с его переходником 6 при срабатывании распадающихся узлов соединения носового обтекателя с адаптером 31, фиг.4, размещенных на переднем шпангоуте его наружной конической оболочки, и включают двигатель его отделения и увода 16, фиг.1.

Затем отделяют соединительный отсек 4, фиг.1, с разбросом его на четыре створки, отделяют двигательную установку 2-ой ступени, при этом команду на раздвижку сопла двигательной установки 3-ей ступени осуществляют до включения ее двигательной установки.

По достижении уровня кажущегося продольного ускорения, соответствующего спаду давления в камере двигательной установки 3-ей ступени до 1 кг/см², осуществляют разрыв распадающихся узлов (на фигурах не показаны) соединения хвостового отсека 20 и соединительного отсека 21 и тем самым осуществляют отделение двигательной установки 3-ей ступени.

Апогейная ступень совершает пассивный полет до момента включения ее двигательной установки при достижении КРН заданной высоты орбиты полезного груза.

Начиная с момента отделения апогейной ступени парирование возмущений, полученных ею в процессе разделения, и дальнейшее управление по каналам тангажа, рыскания и крена на участке пассивного полета осуществляется задействованием газореактивной системы стабилизации и ориентации.

Продолжительность баллистической "паузы", в течение которой апогейная ступень совершает пассивный полет до момента включения ее ДУ, зависит от заданной высоты орбиты КА и находится в диапазоне от 300 до 800 с.

В точке траектории, близкой по высоте к заданной орбите полезного груза, включается двигательная установка апогейной ступени, которая сообщает ей приращение скорости, необходимое для компенсации разбросов параметров окончания работы разгонных ступеней и перехода на заданную околоземную орбиту.

По окончании работы доводочного двигателя при помощи газореактивной системы ориентации осуществляется разворот апогейной ступени на направление отделения полезного груза, отделяют его путем разрушения распадающихся узлов крепления к адаптеру и с помощью пружинных толкателей.

Для гарантированного исключения соударения с полезным грузом после его отделения апогейную ступень закручивают вокруг ее поперечной оси газореактивной системой ориентации.

Подвесное расположение 3-ей разгонной ступени и апогейной ступени внутри носового обтекателя и его переходника и удлиненного соединительного отсека 4, фиг.2, позволяет облегчить их конструкцию за счет снижения воздействующих на них нагрузок и тепловых потоков и тем самым увеличить массу полезного груза.

Изобретение относится к космической технике. Космическая ракета-носитель (КРН) содержит разгонные ступени, связанные последовательно посредством соединительных отсеков и снабженные двигательными установками на твердом топливе с сопловыми блоками. В состав КРН входят также доводочный двигатель, газореактивная система ориентации, хвостовой обтекатель и головной обтекатель, имеющий двигатель отделения и увода на твердом топливе. Предусмотрена плоскость поперечного разъема с одной из ступеней ракеты-носителя. На данной плоскости размещены узлы крепления и отделения головного обтекателя. Передняя часть составной оболочки имеет замкнутый в вершине торец и вмещает полезный груз и адаптер для его крепления. Между передней частью и незамкнутой с торцов задней частью оболочки расположена дополнительная поперечная плоскость разъема с распадающимися узлами крепления. В КРН введена расположенная под головным обтекателем апогейная ступень, выполненная с последовательно установленными автономным головным блоком, который образуют передняя часть головного обтекателя, адаптер и полезный груз, приборным отсеком, двигательной установкой на твердом топливе и хвостовым отсеком. Автономный головной блок апогейной ступени скреплен с ее приборным отсеком упомянутыми распадающимися узлами крепления. Между апогейной и предпоследней разгонной ступенями выполнен удлиненный цилиндрический отсек, с которым соединена поперечная плоскость разъема головного обтекателя. Двигательная установка последней разгонной ступени расположена внутри удлиненного цилиндрического соединительного отсека. Изобретение позволяет расширить область применения многоступенчатой КРН путем увеличения массы полезного груза за счет размещения апогейной ступени под обтекателем, а последней разгонной ступени - под соединительным отсеком. 7 з.п. ф-лы, 4 ил.

1. Многоступенчатая космическая ракета-носитель, содержащая разгонные ступени, связанные последовательно посредством соединительных отсеков и снабженные двигательными установками на твердом топливе с сопловыми блоками, доводочный двигатель, газореактивную систему ориентации, хвостовой обтекатель и головной обтекатель, имеющий двигатель отделения и увода на твердом топливе, плоскость поперечного разъема с одной из ступеней ракеты-носителя, размещенные на данной плоскости узлы крепления и отделения головного обтекателя, составную оболочку с передней частью, имеющей замкнутый в вершине торец и вмещающей полезный груз и адаптер для его крепления, незамкнутой с торцов задней частью и расположенной между ними дополнительной поперечной плоскостью разъема с распадающимися узлами крепления, отличающаяся тем, что в нее введена расположенная под головным обтекателем апогейная ступень, выполненная с последовательно установленными автономным головным блоком, который образуют передняя часть головного обтекателя, адаптер и полезный груз, приборным отсеком, двигательной установкой на твердом топливе и хвостовым отсеком, при этом автономный головной блок апогейной ступени скреплен с ее приборным отсеком упомянутыми распадающимися узлами крепления, между апогейной и предпоследней разгонной ступенями выполнен удлиненный цилиндрический отсек, с которым соединена поперечная плоскость разъема головного обтекателя, а двигательная установка последней разгонной ступени расположена внутри удлиненного цилиндрического соединительного отсека.2. Ракета-носитель по п.1, отличающаяся тем, что адаптер для крепления полезного груза выполнен в виде двух концентрично установленных с помощью шпангоутов конических оболочек, задние торцы которых снабжены общим шпангоутом, и содержит комплект направляющих роликов безопасного отделения головного обтекателя.3. Ракета-носитель по п.2, отличающаяся тем, что на переднем шпангоуте внутренней обечайки адаптера размещены распадающиеся узлы крепления полезного груза, а на переднем шпангоуте внешней оболочки адаптера закреплен комплект направляющих роликов безопасного отделения головного обтекателя.4. Ракета-носитель по п.1, отличающаяся тем, что хвостовой отсек апогейной ступени выполнен из стержней форменной конструкции с передним и задним шпангоутами.5. Ракета-носитель по п.1, отличающаяся тем, что соединительный отсек между апогейной и предпоследней разгонной ступенями выполнен из стержней форменной конструкции с передним и задним шпангоутами.6. Ракета-носитель по п.1, отличающаяся тем, что содержит три разгонные ступени с двигателями на твердом топливе и сопловыми блоками, при этом сопловые блоки второй и третьей ступеней выполнены раздвижными.7. Ракета-носитель по п.1, отличающаяся тем, что распадающиеся узлы крепления в дополнительной плоскости поперечного разъема головного обтекателя выполнены с возможностью регулирования зазора между стыковочной плоскостью автономного головного блока и стыковочной плоскостью остальной части головного обтекателя.8. Ракета-носитель по п.1, отличающаяся тем, что соединительный отсек между апогейной и предпоследней разгонной ступенями содержит комплект направляющих роликов безопасного отделения головного обтекателя.