МНОГОСТУПЕНЧАТАЯ РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ

Полезная модель относится к ракетной технике и может быть использована в многоступенчатых ракетах-носителях, предназначенных для запуска космических аппаратов преимущественно с авиационных носителей и имеющих большое удлинение (L/D>10, где L - длина ракеты, D - диаметр ракеты).
Известна конструкция ракеты-носителя, содержащая пакет из двух ступеней в виде центрального блока второй ступени, четырех боковых блоков первой ступени, последовательно установленную третью ступень и полезный груз, при этом блоки включают в себя баки с компонентами топлива, маршевые и рулевые жидкостные ракетные двигатели, установленные на каждом блоке (патент RU №2149125, опубл. 20.05.2000 г.). Для создания управляющих усилий и парирования возмущающих сил необходимо на каждой ступени ракеты указанной конструкции устанавливать несколько рулевых двигателей и соответственно им рулевых приводов.
Известна также конструкция многоступенчатой ракеты, которая содержит последовательно соединенные ступени с зарядами твердого топлива, систему управления и полезный груз, при этом первая ступень содержит маршевую двигательную установку, двигательную установку для стыковки с последующими ступенями и устройство захвата передней торцевой части корпуса заряда твердого топлива каждой последующей ступени (патент RU №2205776, опубл. 10.06.2003 г.). В указанном патенте для управления ракетой на траектории ее полета
при работе маршевых ступеней используется только одна двигательная установка, а именно двигательная установка первой ступени.
Несмотря на простоту конструкции, запатентованная ракета обладает рядом недостатков и проблемных моментов, препятствующих ее широкому практическому использованию, и в частности:
- в качестве маршевых двигателей можно использовать только твердотопливные двигатели и невозможно применять жидкостные двигатели;
- остатки разрушаемых элементов первой и последующих ступеней, вылетающие через сопловой блок двигательной установки первой ступени, могут повредить вкладыш критического сечения соплового блока, что неизбежно приведет к аварийной ситуации;
- конструкция узла стыковки первой ступени, в который последовательно заходят заряды верхних ступеней, должна быть абсолютно герметичной, в противном случае - прогар узла и авария;
- для управления полетом ракеты на активном участке траектории необходимо применять двигательную установку первой ступени с повышенным ресурсом работы, а это увеличенная теплозащита камеры сгорания, соплового блока, и, как следствие, дополнительный вес ракеты.
Известны конструкции ракет (патент US 4399962, опубл. 23.08.1983 г. и патент RU №2015496, опубл. 30.06.1994 г.), в которых управление ракетой осуществляется путем отклонения головной части ракеты относительно ее продольной оси. Недостатком таких ракет является необходимость применения на ракете специальных узлов отклонения головных частей и рулевых приводов (пиротехнических, пневматических, гидравлических), которые ухудшают весовые характеристики ракеты и компоновку ракеты в целом.
Известна также конструкция многоступенчатой ракеты-носителя (патент России №61681, опубл. 10.03.2007 г.), которая содержит
отклоняемую переднюю часть с полезной нагрузкой, аэродинамическим обтекателем и узлом ее поворота относительно продольной оси ракеты, маршевые ступени, в том числе последнюю с твердотопливным двигателем, снабженным управляющим поворотным сопловым блоком, узлом его качания и рулевым приводом, межступенчатые отсеки и системы отделения ступеней, при этом узел поворота передней части совмещен с узлом качания поворотного соплового блока, а межступенчатый отсек между последней и предпоследней ступенями выполнен в виде двух юбок, связанных между собой упругим подвижным элементом, например сильфоном, при этом рулевой привод кинематически связан с юбками межступенчатого отсека, сопловой блок жестко соединен с юбкой межступенчатого отсека, состыкованной с предпоследней маршевой ступенью, а система отделения последней ступени установлена на этой же юбке. Несмотря на многочисленные и очевидные достоинства, запатентованная конструкция обладает существенным недостатком, а именно: в составе работающей последней ступени находится неотделенный отсек между последней и предпоследней ступенями, что значительно ухудшает весовые параметры последней ступени и энергомассовые характеристики ракеты-носителя в целом.
Несмотря на отмеченные недостатки, указанное техническое решение (патент России №61681) может быть принято в качестве прототипа.
Задачей, на решение которой направлено предлагаемое техническое решение, является улучшение энергомассового совершенства последней ступени и многоступенчатой ракеты-носителя в целом.
Этот технический результат достигается тем, что на последней твердотопливной ступени многоступенчатой ракеты-носителе установлена снимаемая жесткая связь, между управляемым поворотным сопловым блоком и отсеком между последней и предпоследней
ступенями, а рулевой привод кинематически связан с управляемым поворотным сопловым блоком и задней юбкой твердотопливного двигателя, на которой установлен один из детонирующих зарядов системы отделения последней ступени ракеты.
Такая конструкция позволяет осуществлять управление полетом ракеты (до отделения последней ступени) за счет аэродинамических сил, действующих на отклоняемую переднюю часть, и смещения центра масс камеры сгорания двигателя последней ступени, а после отделения последней ступени управление полетом производить управляемым сопловым блоком в штатном режиме. Возможность двухрежимной работы рулевого привода обеспечивается тем, что межступенчатый отсек между последней и предпоследней ступенями ракеты выполнен в виде двух юбок, между которыми установлен упругий подвижный элемент (например, сильфон), при этом рулевой привод кинематически связан с одной стороны с управляемым поворотным сопловым блоком, а другой - с задней юбкой твердотопливного двигателя последней ступени, на которой установлен один из детонирующих зарядов системы отделения последней ступени ракеты.
Предлагаемая конструкция позволяет отделить отсек между последней и предпоследней ступенями ракеты, т.е. сбросить «паразитный» вес, и тем самым улучшить энергомассовое совершенство ракеты-носителя.
Сущность изобретения поясняется графическими материалами на примере трехступенчатой твердотопливной ракеты, стартующей с самолета, где на фиг.1 приведен продольный разрез ракеты, на фиг.2 - выносной элемент 1 на фиг.1.
Ракета (фиг.1) состоит из двигателя 1 первой ступени, двигателя 2 второй ступени, двигателя 3 третьей (последней) ступени, передней части ракеты 4, содержащей полезную нагрузку 5 (спутник, космический аппарат и др.) и аэродинамический обтекатель 6. Двигатели 1, 2, 3
соединены между собой межступенчатыми отсеками 7 и 8 соответственно. Ракета снабжена системами разделения ступеней 9 и 10, которые выполнены в виде удлиненных детонирующих зарядов (ДУЗов). Двигатели 1 и 2 первой и второй ступеней соответственно не имеют систем управления вектором тяги, а двигатель 3 третьей (последней) ступени (фиг.1 и фиг.2) снабжен камерой сгорания 11, управляющим поворотным сопловым блоком 12 и сферическим узлом качания 13 соплового блока 12. Отклонение соплового блока 12 осуществляется рулевым приводом 14, гидроцилиндры которого пристыкованы к кронштейнам 15 и 16, при этом кронштейны 15 установлены на задней юбке двигателя 3 последней ступени, а кронштейны 16 - на сопловом блоке этого же двигателя. Юбки 17 и 18 межступенчатого отсека 8 связаны между собой гибким подвижным элементом 19, например сильфоном. Детонирующие удлиненные заряды системы отделения 10 последней ступени смонтированы: один на задней юбке 18 межступенчатого отсека 8 (или на передней юбке двигателя 2), другой - на задней юбке двигателя 3. Сопловой блок 12 (до разделения ступеней) жестко скреплен (зафиксирован) с корпусом межступенчатого отсека 8 с помощью жесткой связи 20, которая снимается механизмом снятия жесткой связи 21, выполненным, например, в виде пироэлемента (пиропатрона, пироболта, пирозамка и и т.п.). Юбки 18 и 17 пристыкованы соответственно к двигателям 2 и 3 предпоследней и последней ступеней ракеты.
В патентуемой ракете на маршевых ступенях, кроме последней, могут быть применены и жидкостные реактивные двигатели. Количество исполнительных органов рулевого привода 14 и их взаимное расположение выбираются из условия создания необходимых управляющих усилий по всем каналам управления полетом (тангаж, крен, рыскание) при работе всех ступеней ракеты.
Функционирование ракеты осуществляется следующим образом. После сброса ракеты с самолета управление полетом ракеты (обеспечение заданной траектории и парирование возмущений) на участке работы двигателей первой и второй ступеней осуществляется отклонением передней части 4 ракеты и смещением центра масс камеры сгорания 11 двигателя 3 третьей (последней) ступени относительно продольной оси ракеты. Отклонение передней части 4 и смещение центра масс камеры сгорания 11 двигателя 3 относительно продольной оси ракеты производится рулевым приводом 14, усилия от которого через кронштейн 15 (при зафиксированном сопловом блоке 12) передаются камере сгорания 11 двигателя 3 и скрепленной с ним передней части 4. Жестко скрепленный с юбкой 18 сопловой блок 12 и упругий элемент 19 позволяют осуществлять вращение передней части 4 и камеры сгорания 11 в узле качания 13 соплового блока 12, что обеспечивает создание управляющих усилий на участке полета ракеты при работе маршевых двигателей 1 и 2, не имеющих рулевых органов.
После срабатывания механизма 21 и детонирующих удлиненных зарядов системы отделения 10 происходит соответственно снятие жесткой связи 20, расфиксация соплового блока и разделение второй (предпоследней) и третьей (последней) ступеней, при этом осуществляется сброс находящегося между ними межступенчатого отсека 8. После расфиксации сопловой блок 12 может работать по штатному, отклоняясь в узле качания 13 в счет передачи усилий от рулевого привода 14 через кронштейн 16 сопловому блоку 12. Отклоняющийся сопловой блок 12 обеспечивает создание управляющих усилий на участке работы двигателя третьей (последней) ступени.
Патентуемая конструкция многоступенчатой ракеты-носителя позволяет решить задачу повышения энергомассового совершенства ракеты за счет сброса отсека между последней и предпоследней ступенями и применения на ракете только одного рулевого органа,
установленного на последней ступени, а для отклонения в полете передней части ракеты и смещения центра масс камеры сгорания двигателя последней ступени использовать штатные узлы двигателя последней ступени: узел отклонения соплового блока и его рулевой привод.
Источники информации
1. Патент России №2149125, кл. B64G 1/00. Ракета-носитель, опубл. 2000 г.
2. Патент России №2205776, кл. B64G 1/00. Многоступенчатая ракета, опубл. 2003 г.
3. Патент США №4399962, кл. F42B 15/14. Отклоняемая головная часть ракеты, опубл. 1983 г.
4. Патент России №2015496, кл. F42B 15/00. Отклоняемая головная часть ракеты, опубл. 1994 г.
5. Патент России №61681, кл. B64G 1/00 (2006.01), F42D 15/00 (2006/01). Многоступенчатая ракета-носитель, опубл. 2007 г.