РАКЕТА КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ Российский патент 2009 года по МПК B64G1/00 

Изобретение относится к космической технике и может использоваться как транспортное космическое средство для доставки полезного груза с поверхности Земли на орбиту.

Известна ракета-носитель (РН) "Союз", содержащая пакет ракетных блоков, в виде центрального блока, работающего на первой и второй ступени, и четырех боковых блоков первой ступени, установленных в плоскостях стабилизации ракеты-носителя под углом к продольной оси центрального блока второй ступени, а также последовательно расположенные блок третьей ступени, головной обтекатель и полезный груз, при этом блоки 1 и 2 ступеней включают в себя баки компонентов ракетного топлива (окислитель и горючее), по два торовых бака на каждом блоке с компонентами, обеспечивающими функционирование двигательной установки, маршевые и рулевые жидкостные ракетные двигатели (ЖРД), установленные на каждом блоке, силовые узлы с шаровыми опорами в верхней части блоков первой ступени, верхний силовой пояс на блоке второй ступени и силовые связи хвостовой части пакета, причем нижняя часть блока второй ступени выполнена цилиндрической диаметром, меньшим диаметра верхнего силового пояса, переходная часть блока второй ступени от верхнего силового пояса к нижней цилиндрической части имеет коническую форму, при этом верхний силовой пояс и расположенная выше него часть блока второй ступени выполнены конической формы.

На цилиндрическом корпусе блока третьей ступени закреплены бак горючего сферической формы и бак окислителя с сферическими днищами и совмещенной с силовым корпусом блока цилиндрической обечайкой бака. Радиусы сферических днищ баков равны половине диаметра корпуса блока.

Силовая несущая обечайка блока на длине от бака горючего до стыковочной поверхности блока с переходным отсеком для крепления головного обтекателя и полезного груза подкреплена продольно-поперечным силовым набором.

В приборном отсеке, расположенном в верхней части центрального блока и в межбаковом отсеке, размещены приборы систем управления и измерения, работающих на первой и второй ступенях полета ракеты космического назначения (РКН).

На блоке третьей ступени в межбаковом отсеке размещены приборы системы управления и измерения, работающие на третьей ступени полета ракеты космического назначения.

Ракета-носитель содержит устройство обеспечения необходимой температуры газовой среды в межбаковых и приборном отсеках блоков второй и третьей ступени для приборов систем управления и измерения во время стоянки РКН в стартовом устройстве при ее предстартовой подготовке.

Устройство состоит из подсоединенных к размещенной на стартовом сооружении станции подачи термостатируемого воздуха через наземные трубопроводы стартового устройства, разрывные пневмоколодки РН и транзитные трубопроводы высокого давления, закрепленные на корпусах центрального блока второй ступени, блока третьей ступени, и рассеивающих поступающий по трубопроводам поток воздуха высокого давления посредством головок (форсунок), закрепленных на корпусах внутри межбаковых и приборного отсеков блоков РН.

В составе известных РКН совместно с трехступенчатой РН типа «Союз» используются головные обтекатели со сбрасываемыми створками и переходные отсеки с диаметрами корпусов, равными, или незначительно превышающими, диаметр корпуса третьей ступени РН.

Головные обтекатели снабжены дренажными отверстиями для выравнивания давления воздуха внутри и снаружи головного обтекателя при его эксплуатации в составе РКН и которые не позволяют защищать полезный груз от воздействия быстро меняющихся градиентов давления, возникающих при полете РКН при максимальных скоростных напорах.

Сбрасываемые створки соединяются между собой многозвенными механическими замками, открытие которых осуществляется тягами от пироприводов, срабатывающих по команде от системы управления РН.

Створки обтекателя крепятся к переходному отсеку механическими замками, также срабатывающими по команде от системы управления РН.

Конструкция стыков створок головного обтекателя (ГО) обеспечивает влагозащиту полезного груза, но не обеспечивает, как и конструкция дренажных отверстий, герметичность ГО при воздействии нагрузок при полете РКН.

Известна ракета-носитель (см. патент RU № 2149125), содержащая пакет из двух ступеней в составе центрального блока второй и четырех боковых блоков первой ступени, установленных в плоскостях стабилизации ракеты-носителя под углом к продольной оси блока второй ступени, а также последовательно расположенные третью ступень и полезный груз, при этом блоки 1-2 ступеней включают в себя баки компонентов ракетного топлива (окислитель и горючее), по два торовых бака на каждом боковом блоке, обеспечивающих функционирование двигательной установки, маршевые и рулевые жидкостные ракетные двигатели (ЖРД), установленные на каждом блоке, силовые узлы с шаровыми опорами в верхней части блоков первой ступени, верхний силовой пояс на блоке второй ступени и силовые связи хвостовой части пакета, причем нижняя часть блока второй ступени выполнена цилиндрической диаметром, меньшим диаметра верхнего силового пояса, переходная часть блока второй ступени от верхнего силового пояса к нижней части имеет коническую форму, причем отношение объема баков компонентов топлива блока второй ступени к объему баков компонентов топлива блоков первой ступени составляет 0,895-0,989, при этом верхний силовой пояс и расположенная выше него часть блока второй ступени выполнены цилиндрической формы с отношением их диаметра к диаметру указанной нижней цилиндрической части в пределах 1,273-1,371.

Недостатками известного технического решения, а также вышеописанных устройств является то, что они не позволяют применять надкалиберные головные обтекатели больших диаметров для выведения РН в составе РКН крупногабаритных полезных грузов с обеспечением, при этом защиты полезного груза от градиентов давления набегающего скоростного потока, с одновременным обеспечением требуемого уровня давления внутри головного обтекателя, так как конструкция РКН и система управления РН имеют ограниченные возможности компенсации возрастающей аэродинамической неустойчивости РКН с учетом колебаний упругой конструкции корпуса РН (невозможность увеличения коэффициента усиления автомата стабилизации на частотах твердого тела вследствие значительного влияния изгибных колебаний упругого корпуса и колебаний топлива в баках), при этом недостаточны запасы компонентов топлива блока третьей ступени РН для обеспечения компенсации аэродинамического сопротивления и увеличения массы головного обтекателя, недостаточна степень герметичности головного обтекателя для обеспечения его минимальной массы путем достижения оптимального соотношения избыточного давления газа внутри ГО и давления набегающего потока воздуха на РКН.

Задачей предлагаемого технического решения является повышение, по сравнению с известными техническими решениями, габаритов полезного груза, выводимого ракетой космического назначения, при сохранении внешних обводов блоков РН, надежности РКН и обеспечении устойчивости и управляемости РКН.

Поставленная задача решается тем, что ракета космического назначения, содержащая пакет ракетных блоков в виде центрального блока первой и второй ступеней, четырех боковых блоков первой ступени, установленных в плоскостях стабилизации ракеты-носителя под углом к оси центрального блока второй ступени, а также последовательно расположенные блок третьей ступени с головным обтекателем, при этом блоки содержат приборы систем управления, баки компонентов топлива, маршевые и рулевые жидкостные ракетные двигатели, установленные на каждом блоке, силовые узлы с шаровыми опорами в верхней части блоков первой ступени, верхний силовой пояс на блоке второй ступени и силовые тяги хвостовой части пакета, причем нижняя часть блока второй ступени выполнена цилиндрической диаметром, меньшим диаметра верхнего силового пояса, а переходная часть блока второй ступени от верхнего пояса к нижней части имеет коническую форму, отличающаяся тем, что цилиндрическая часть корпуса головного обтекателя выполнена с отношениями его диаметра к диаметру корпуса блока третьей ступени в пределе от 1,39 до 1,6 и высоты к ее диаметру в пределе от 1,2 до 1,65 и соединена переходным отсеком конической формы с блоком третьей ступени, при этом высота переходного отсека и цилиндрической обечайки бака горючего блока третьей ступени не более 1,6 разности диаметров головного обтекателя и корпуса бака горючего, выполненного в виде несущей цилиндрической части конструкции блока третьей ступени, с нижним сферическим днищем диаметром, большим диаметра корпуса блока третьей ступени, а на несущей оболочке межбакового отсека третьей ступени закреплены два кольцевых шпангоута, соединенных между собой двумя концентрическими пластинами, образующими кольцевой коллектор, который своими отверстиями обеспечивает распределение термостатируемого воздуха к приборам систем управления, а на стыковочных поверхностях створок ГО и ПхО закреплены уплотняющие прокладки, а на цилиндрической части сбрасываемых створок корпуса ГО закреплены дренажные клапаны для избыточного внутреннего давления, при этом на продольно-поперечном силовом наборе корпуса и несущей оболочке межбакового отсека блока третьей ступени закреплены два стрингера, жестко соединенные между собой консольной платформой для крепления блока датчиков угловых скоростей системы управления, предназначенного для формирования приборами системы управления команд управления движением РКН на рулевые жидкостные ракетные двигатели на первой, второй и третьей ступени полета РКН, а на днище бака горючего в межбаковом отсеке блока второй ступени на платформе, юстируемой относительно плоскостей стабилизации блока с учетом давления в баке, закреплен второй блок датчиков угловых скоростей системы управления, предназначенный для формирования приборами системы управления команд управления движением РКН с учетом упругости конструкции корпуса, на рулевые жидкостные ракетные двигатели центрального и боковых блоков первой и второй ступени полета РКН.

Изобретение поясняется чертежами на примере вновь создаваемых РКН ракетно-космических комплексов, использующих для выведения полезных грузов трехступенчатые ракеты-носители:

фиг.1 - общий вид ракеты космического назначения;

фиг.2 - вид «Г» с фиг.1;

фиг.3 - сечение «Б-Б» с фиг.1;

фиг.4 - схема узла «А» с фиг.1;

фиг.5 - сечение «В-В» с фиг.1;

фиг.6 - схема узла «И» с фиг.5;

фиг.7 - сечение «К-К» с фиг.6;

фиг.8 - сечение «Е-Е» с фиг.4;

фиг.9 - схема узла «Л» с фиг.8;

фиг.10 - схема узла «Д» с фиг.4;

фиг.11 - сечение «М-М» с фиг.2;

фиг.12 - вид «Ж» с фиг.4;

фиг.13 - вид «Н» с фиг.12.

На чертежах представлены позиции:

1 - боковой блок первой ступени;

2 - центральный блок второй ступени;

3 - блок третьей ступени;

4 - полезный груз;

5 - маршевый двигатель бокового блока;

6 - рулевые жидкостные ракетные двигатели;

7 - маршевый двигатель центрального блока;

8 - топливные баки бокового блока;

9 - бак окислителя центрального блока;

10 - бак горючего центрального блока;

11 - силовой узел с шаровой опорой;

12 - верхний силовой пояс;

13 - нижний силовой пояс;

14 - хвостовая часть;

15 - силовые тяги;

16 - межбаковый отсек центрального блока;

17 - платформа;

18 - блок датчиков угловых скоростей (ДУС);

19 - головной обтекатель (ГО);

20 - створка головного обтекателя;

21 - переходной отсек (ПхО);

22 - цилиндрическая обечайка бака горючего блока 3 ступени;

23 - дренажный клапан;

24 - заслонка;

25 - уплотняющая прокладка;

26 - трубопровод;

27 - разрывная пневмоколодка;

28 - кольцевой коллектор;

29 - межбаковый отсек блока третьей ступени;

30 - бак горючего блока третьей ступени;

31 - бак окислителя блока третьей ступени;

32 - маршевый двигатель блока третьей ступени;

33 - продольно-поперечный силовой набор;

34 - кольцевой шпангоут;

35 - концентрическая пластина;

36 - отверстия

37 - стрингер;

38 - консольная платформа;

39 - стойка;

40 - приборы систем управления;

41 - ферма;

42 - хвостовой отсек;

43 - отражатель.

Ракета космического назначения (см. фиг.1, 2) содержит четыре боковых блока первой ступени 1, закрепленных в плоскостях стабилизации РН на центральном блоке второй ступени 2 и обеспечивающих совместно с блоком 2 движение РКН на первом участке выведения, центральный блок второй ступени 2, обеспечивающий движение РКН на первом и втором участке выведения.

Последовательно расположенный блок третьей ступени 3 довыводит полезный груз 4 на заданную орбиту.

Маршевый двигатель 5 и рулевые жидкостные ракетные двигатели 6 боковых блоков первой ступени 1 (см. фиг.1 и 2) создают тягу и обеспечивают движение РКН на участке работы блоков первой ступени 1, маршевый двигатель центрального блока 7 и рулевые жидкостные ракетные двигатели 6 центрального блока второй ступени 2 создают тягу на участке работы блоков первой и второй ступеней 1, 2, и обеспечивают движение РКН на участке работы центрального блока второй ступени 2.

В топливных баках боковых блоков 8 бокового блока первой ступени 1 размещено топливо для работы маршевого двигателя бокового блока 5 и рулевых жидкостных ракетных двигателей 6, в баках окислителя центрального блока 9 и горючего центрального блока 10 центрального блока второй ступени 2 размещено топливо для работы маршевого двигателя центрального блока 7.

Силовые узлы с шаровыми опорами 11 боковых блоков первой ступени 1 передают тягу блоков через шаровые опоры на верхний силовой пояс 12 центрального блока второй ступени 2.

Силовые узлы с шаровыми опорами 11 также служат для крепления РКН на несущих стрелах стартовой системы.

Верхний силовой пояс 12 воспринимает усилия тяги боковых блоков первой ступени 1.

Нижний силовой пояс 13 хвостовой части 14 центрального блока второй ступени 2 воспринимает поперечные нагрузки через силовые тяги 15.

В межбаковом отсеке центрального блока 16 (см. фиг.1 и 3) на сферическом днище бака горючего центрального блока 10 на юстируемой с учетом давления в баке платформе 17 закреплен блок датчиков угловых скоростей 18 системы управления.

Головной обтекатель 19 (см. фиг.1, 4 и 5) состоит из двух створок 20 и защищает полезный груз 4 от воздействия набегающего потока на атмосферном участке полета.

Переходной отсек 21 (см. фиг.1 и 4) соединяет головной обтекатель 19 с цилиндрической обечайкой бака горючего блока третьей ступени 22 и крепит полезный груз 4.

На створках 20 (см. фиг.5) головного обтекателя 19 выполнены отверстия и закреплены дренажные клапаны 23 с заслонками 24 (см. фиг.6 и7).

В стыках створок ГО 20 закреплены уплотняющие прокладки 25 (см. фиг.8 и 9), повышающие герметичность корпусов ГО 19 и ПхО 21.

Конструкция ГО 19 позволяет достичь необходимой степени герметичности головного обтекателя для обеспечения его минимальной массы путем достижения оптимального соотношения избыточного давления газа внутри ГО 19 и давления набегающего потока на РКН снаружи ГО 19.

Трубопроводы 26 (см. фиг.10 и 11) через разрывную пневмоколодку 27 соединяют внутреннюю полость кольцевого коллектора 28 межбакового отсека блока третьей ступени 29 со станцией подачи термостатируемого воздуха, размещенной на стартовом сооружении.

Баки 30 горючего и 31 окислителя блока третьей ступени содержат компоненты топлива для маршевого двигателя блока третьей ступени 32 и рулевых жидкостных ракетных двигателей 6 (см. фиг.4).

В отличие от известных технических решений, в которых блок третьей ступени 3 имеет относительно большой продольный размер межбакового отсека и закрепленный на корпусе бак горючего сферической формы, в предложенном устройстве сферическое днище бака горючего блока третьей ступени 30 (см. фиг.4) выполнено диаметром, большим диаметра Dбл корпуса блока третьей ступени 3, что позволяет увеличить объем бака горючего блока третьей ступени 30 за счет введения в его конструкцию силовой цилиндрической части корпуса блока третьей ступени 3 и увеличить длину и, соответственно, объем бака окислителя блока третьей ступени 31 за счет сокращения длины межбакового отсека, блока третьей ступени 29, увеличивая, при этом запасы компонентов топлива на блоке третьей ступени 3 и его устойчивость к внешним воздействиям, связанным с перестройкой течений набегающего потока на надкалиберный ГО 19 РКН.

В межбаковом отсеке блока третьей ступени 29 (см. фиг.10) на корпусе с продольно-поперечным силовым набором 33 закреплены два кольцевых шпангоута 34, соединенные концентрическими пластинами 35, образуя кольцевой коллектор 28.

В отличие от известных технических решений предложенная конструкция кольцевого коллектора 28 для обеспечения необходимой температуры и избыточного давления газовой среды в межбаковом отсеке блока третьей ступени 29 повышает несущую способность корпуса межбакового отсека блока третьей ступени 29 и обеспечивает распределение термостатируемого воздуха через отверстия 36 в кольцевом коллекторе 28 к приборам систем управления (для надежного их функционирования) по всему объему межбакового отсека блока третьей ступени 29.

На корпусе межбакового отсека блока третьей ступени 29 (см. фиг.12 и 13) также закреплены два стрингера 37 и консольная платформа 38 для крепления блока датчиков угловых скоростей 18, при этом каждый стрингер 37 жестко соединен с одной из двух противоположных сторон консольной платформы 38 по ее длине и стойками 39 с ее консольной частью.

На корпусе межбакового отсека блока третьей ступени 29 также закреплены приборы систем управления 40 PH.

Ферма 41 (см. фиг.4) соединяет хвостовой отсек 42 блока третьей ступени 3 с центральным блоком второй ступени 2. Отражатель 43 защищает конструкцию блока второй ступени 2 от воздействия струй маршевого двигателя блока третьей ступени 32 при его запуске.

Функционирование РКН осуществляется в следующей последовательности.

В исходном положении заправленная РКН вывешена в вертикальном положении в стартовой системе на силовых узлах с шаровыми опорами 11.

Работа РН начинается с запуска маршевых двигателей 5, 7 и рулевых жидкостных ракетных двигателей 6 боковых блоков первой ступени 1 и центрального блока второй ступени 2.

При достижении суммарной тяги маршевых двигателей 5, 7, равной весу РКН, начинается подъем ракеты, шаровые опоры силовых узлов 11 выходят из зацепления с несущими стрелами стартовой системы, которые балансирами отводятся от РН.

Ходом РН разрывается пневмоколодка 27 и прекращается подача термостатируемого воздуха по трубопроводам 26 в межбаковые отсеки 16, 29 PH.

Применение надкалиберного головного обтекателя 19 приводит к повышенным аэродинамическим нагрузкам, воздействующим на прилегающую к ГО часть РН.

Геометрические соотношения диаметра Dго корпуса головного обтекателя 19 к диаметру Dбл корпуса блока третьей ступени 3, высоты h цилиндрической части ГО к ее диаметру Dго и высоты Н переходного отсека 21 и цилиндрической обечайки бака горючего блока третьей ступени 22 влияют на распределение статического давления по длине блока третьей ступени 3 и на распределение зоны максимальных уровней пульсаций давления.

Исходя из особенностей компоновки головного обтекателя 19 (см. фиг.1,4) для расчетных случаев нагружения РКН выбраны оптимальные отношения диаметра Dго корпуса ГО 19 к диаметру Dбл корпуса блока третьей ступени 3 в пределе от 1,39 до 1,6 и высоты h цилиндрической части ГО к ее диаметру Dго в пределе от 1,2 до 1,65, при высоте Н переходного отсека 21 конической формы и цилиндрической обечайки бака горючего блока третьей ступени 22 не более 1,6 разности диаметров Dго головного обтекателя 19 и Dбл корпуса бака горючего блока третьей ступени 30.

Для выбранных геометрических соотношений максимальные уровни давления приходятся на часть межбакового отсека, прилегающую к баку окислителя блока третьей ступени 31.

Для обеспечения достаточной несущей способности блока третьей ступени 3 и головного обтекателя 19 от воздействия возникающих внешних давлений, для увеличения объемов заправляемых компонентов топлива с улучшением, при этом качества работы системы стабилизации углового движения РКН при упругих колебаниях ее конструкции путем размещения в нескольких сечениях корпуса РН чувствительных элементов (датчиков угловых скоростей) системы управления движением, цилиндрическая часть корпуса головного обтекателя выполнена с отношением его диаметра Dго к диаметру Dбл корпуса блока третьей ступени в пределе от 1,39 до 1,6 и высоты h к ее диаметру Dго в пределе от 1,2 до 1,65, и соединена переходным отсеком 21 конической формы с блоком третьей ступени 3, при этом высота Н переходного отсека 21 и силовой цилиндрической обечайки бака горючего блока третьей ступени 22 не более 1,6 разности диаметров головного обтекателя 19 и корпуса бака горючего третьей ступени 30, выполненного в виде несущей цилиндрической части конструкции блока 3 третьей ступени с нижним сферическим днищем диаметром более диаметра корпуса блока третьей ступени 3, а на несущей оболочке межбакового отсека блока третьей ступени 29 закреплены два кольцевых шпангоута 34, соединенные между собой двумя концентрическими пластинами 35, образующими кольцевой коллектор 28, на стыковочные поверхности сбрасываемых створок корпуса ГО и ПхО закреплены уплотняющие прокладки 25, при этом на цилиндрической части сбрасываемых створок корпуса ГО 20 закреплены дренажные клапаны 23 для избыточного внутреннего давления, а на продольно-поперечном силовом наборе 33 корпуса межбакового отсека блока третьей ступени 29 закреплены два стрингера 37, жестко соединеные между собой несущей оболочкой отсека и консольной платформой 38 крепления блоков датчиков угловых скоростей 18 системы управления РН, предназначенных для формирования приборами системы управления 40 команд управления движением РКН на рулевые жидкостные ракетные двигатели 6 на первой, второй и третьей ступенях полета РН, при этом консольная платформа 38 жестко прикреплена стойками 39 к этим стрингерам, а на днище бака окислителя центрального блока 9 в межбаковом отсеке центрального блока 16 второй ступени на юстируемой относительно плоскостей стабилизации блока с учетом давления газа в баке окислителя центрального блока 9 платформе 17 закреплен второй блок датчиков угловых скоростей 18 системы управления РН, предназначенный для формирования приборами системы управления 40 команд управления движением РКН с учетом упругости конструкции корпуса РН на рулевые жидкостные ракетные двигатели 6 центрального блока 2 и боковых блоков 1 первой и второй ступени полета РКН.

Предлагаемое конструктивное исполнение платформы 17, стоек 39, стрингеров 37 и кольцевых шпангоутов 34 продольно-поперечного силового-набора 33 межбакового отсека блока третьей ступени 3 повышает устойчивость оболочки корпуса межбакового отсека и обеспечивает при этом местную жесткость корпуса и элементов крепления блока датчиков угловых скоростей 18, достаточную для достижения собственных частот колебаний конструкции не ниже 100 Гц во всех направлениях для надежной работы блока ДУС 18 системы управления РН.

Закрепление второго блока ДУС 18 системы управления РН на платформе 17, устанавливаемой на сферическом днище бака горючего центрального блока 10 второй ступени, также обеспечивает требуемую жесткость конструкции при эксплуатационном давлении газа в баке горючего центрального блока 10, возникающего при работе маршевого двигателя центрального блока 7.

В предлагаемом устройстве с целью поддержания внутреннего избыточного давления газа в головном обтекателе 19, способствующего повышению устойчивости оболочек ГО к внешнему давлению при полете РКН и для защиты полезного груза от недопустимых воздействий градиентов давления набегающего скоростного потока, повышена степень герметичности ГО путем закрепления в продольно-поперечных стыках сбрасываемых створок ГО 20 уплотняющих прокладок 25 и закрепления на дренажных отверстиях створок ГО 20 дренажных клапанов 23.

Перед окончанием компонентов топлива в баках боковых блоков 8 первой ступени разрываются силовые тяги 15 подрывом по команде приборов СУ пиропатронов в пирозамках крепления силовых тяг 15 к нижнему силовому поясу 13 центрального блока 2.

Под действием тяги маршевых двигателей боковых блоков 5 идет разворот боковых блоков первой ступени 1 вокруг шаровых опор силового узла 11. При достижении расчетного угла разворота боковых блоков первой ступени 1 маршевые двигатели бокового блока 5 выключаются, под действием силы тяжести боковых блоков 1 силовые узлы с шаровыми опорами 11 выходят из зацепления с опорными кронштейнами верхнего силового пояса 12 центрального блока второй ступени 2.

Отвод боковых блоков первой ступени 1 от РКП обеспечивается реактивной силой, возникающей при стравливании остаточного давления из топливных баков боковых блоков 8.

Полет РКН продолжается на маршевом двигателе центрального блока 7 до выработки компонентов топлива из баков горючего центрального блока 10 второй ступени РН. Перед выключением маршевого двигателя центрального блока 7 производится запуск маршевого двигателя блока третьей ступени 32 РН. После запуска маршевого двигателя блока третьей ступени 32 выключается маршевый двигатель центрального блока 7, подрываются пирозамки, установленные на ферме 41 для крепления блока третьей ступени 3 РН, и под воздействием струй маршевого двигателя блока третьей ступени 32 на отражатель 43 центральный блока второй ступени 2 отбрасывается от блока третьей ступени 3 РН.

Полет РКН продолжается при работе маршевого двигателя блока третьей ступени 32. После выхода за пределы плотных слоев атмосферы сбрасывается головной обтекатель 19. Блок третьей ступени 3 РН обеспечивает выведение полезного груза 4 в заданную точку орбиты, после чего выключается маршевый двигатель 32 и полезный груз 4 отделяется от переходного отсека 21 и блока третьей ступени 3 РН.

Таким образом, предложенное техническое решение позволяет увеличить габариты полезного груза, выводимого РКН:

- путем увеличения количества топлива, размещаемого в баках блока третьей ступени при сохранении его геометрических обводов и повышении несущей способности его конструкции;

- путем применения надкалиберного головного обтекателя с определенными геометрическими соотношениями ГО и РН и повышенной степенью его герметичности с обеспечением при этом оптимальных условий эксплуатации ГО и РН;

- путем повышения качества работы системы стабилизации углового движения РКН, улучшения динамических свойств ее автомата стабилизации за счет использования информации о параметрах упругих колебаний корпуса РН от датчиков угловых скоростей, размещенных в нескольких сечениях по длине корпуса РН, при этом в конструкции блоков РН реализованы необходимые условия закрепления чувствительных элементов системы управления движением.

Ракета космического назначения относится к космической технике и может использоваться как транспортное космическое средство для доставки полезного груза с поверхности Земли на орбиту. Ракета космического назначения содержит пакет ракетных блоков. Блоки содержат приборы систем управления, баки компонентов топлива, маршевые и рулевые жидкостные ракетные двигатели. Цилиндрическая часть корпуса головного обтекателя выполнена с отношениями его диаметра к диаметру корпуса блока третьей ступени в пределах от 1,39 до 1,6 и высоты к ее диаметру в пределах от 1,2 до 1,65 и соединена переходным отсеком конической формы с блоком третьей ступени. Высота переходного отсека и цилиндрической обечайки бака горючего блока третьей ступени выполнена не более 1,6 разности диаметров головного обтекателя и корпуса бака горючего, выполненного в виде несущей цилиндрической части конструкции блока третьей ступени с нижним сферическим днищем диаметром более диаметра корпуса блока третьей ступени. На стыковочных поверхностях створок головного обтекателя и переходного отсека закреплены уплотняющие прокладки. На цилиндрической части сбрасываемых створок корпуса головного обтекателя закреплены дренажные клапаны для избыточного внутреннего давления. На продольно-поперечном силовом наборе и несущей оболочке корпуса межбакового отсека блока третьей ступени закреплены два стрингера, жестко соединенные между собой консольной платформой для крепления блока датчиков угловых скоростей системы управления. Достигается увеличение габаритов полезного груза, выводимого ракетой космического базирования. 13 ил.

Ракета космического назначения, содержащая пакет ракетных блоков в виде центрального блока первой и второй ступеней, четырех боковых блоков первой ступени, установленных в плоскостях стабилизации ракеты-носителя под углом к оси центрального блока второй ступени, а также последовательно расположенные блок третьей ступени и головной обтекатель, при этом блоки содержат приборы систем управления, баки компонентов топлива, маршевые и рулевые жидкостные ракетные двигатели, установленные на каждом блоке, силовые узлы с шаровыми опорами в верхней части блоков первой ступени, верхний силовой пояс на блоке второй ступени и силовые тяги хвостовой части пакета, причем нижняя часть блока второй ступени выполнена цилиндрической диаметром, меньшим диаметра верхнего силового пояса, а переходная часть блока второй ступени от верхнего пояса к нижней части имеет коническую форму, отличающаяся тем, что цилиндрическая часть корпуса головного обтекателя выполнена с отношениями его диаметра к диаметру корпуса блока третьей ступени в пределах от 1,39 до 1,6 и высоты к ее диаметру в пределах от 1,2 до 1,65 и соединена переходным отсеком конической формы с блоком третьей ступени, при этом высота переходного отсека и цилиндрической обечайки бака горючего блока третьей ступени выполнена не более 1,6 разности диаметров головного обтекателя и корпуса бака горючего, выполненного в виде несущей цилиндрической части конструкции блока третьей ступени с нижним сферическим днищем диаметром более диаметра корпуса блока третьей ступени, а на несущей оболочке межбакового отсека третьей ступени закреплены два кольцевых шпангоута, соединенные между собой двумя концентрическими пластинами, образующими кольцевой коллектор, который своими отверстиями обеспечивает распределение термостатированного воздуха к приборам систем управления, на стыковочных поверхностях створок головного обтекателя и переходного отсека закреплены уплотняющие прокладки, а на цилиндрической части сбрасываемых створок корпуса головного обтекателя закреплены дренажные клапаны для избыточного внутреннего давления, при этом на продольно-поперечном силовом наборе и несущей оболочке корпуса межбакового отсека блока третьей ступени закреплены два стрингера, жестко соединенные между собой консольной платформой для крепления блока датчиков угловых скоростей системы управления, предназначенного для формирования приборами системы управления команд управления движением ракеты космического назначения на рулевые жидкостные ракетные двигатели на первой, второй и третьей ступенях полета ракеты космического назначения, а на днище бака окислителя в межбаковом отсеке блока второй ступени на платформе, юстируемой относительно плоскостей стабилизации блока с учетом давления в баке, закреплен второй блок датчиков угловых скоростей системы управления, предназначенный для формирования приборами системы управления команд управления движением ракеты космического назначения с учетом упругости конструкции корпуса ракеты космического назначения на рулевые жидкостные ракетные двигатели центрального и боковых блоков первой и второй ступеней полета ракеты космического назначения.