МНОГОСТУПЕНЧАТАЯ РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ

Полезная модель относится к ракетной технике и может быть использована в многоступенчатых ракетах-носителях, предназначенных для запуска космических аппаратов, преимущественно с авиационным стартом и с большим удлинением (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 первой ступени.
Несмотря на простоту конструкции, запатентованная ракета обладает рядом недостатков и проблемных моментов, препятствующих ее широкому практическому использованию, а именно:
- 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 также 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.
Несмотря на отмеченные недостатки, техническое решение (патент RU 2205776) может быть принято в качестве прототипа.
Задачей, на решение которой направлено предлагаемое техническое решение, является повышение энергомассового совершенства многоступенчатой ракеты-носителя.
Этот технический результат достигается тем, что на последней ступени многоступенчатой ракеты-носителя устанавливается твердотопливный двигатель с поворотным управляющим сопловым блоком, узлом его качания и рулевым приводом, при этом рулевые приводы на всех остальных маршевых ступенях не устанавливаются. На указанной ракете монтируется отклоняемая передняя часть с обтекателем и полезной нагрузкой (например космическим аппаратом), а для ее отклонения используются штатный узел качания соплового блока и его рулевой привод.
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 производят управляемым сопловым блоком. 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 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.
Предлагаемая конструкция позволяет использовать в качестве маршевых двигателей как РДТТ, так ЖРД, (кроме твердотопливного двигателя последней ступени) без установки на них органов управления. Ракету можно собирать из уже отработанных в промышленности
двигательных установок, а для отклонения передней части ракеты относительно ее продольной оси использовать штатный сферический узел качания соплового блока двигателя последней ступени и его рулевой привод.
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. Кронштейны 15 и 16 установлены соответственно на юбках 17 и 18 межступенчатого отсека 8, которые связаны между собой гибким подвижным элементом 19. Детонирующий удлиненный заряд системы отделения 10 последней ступени смонтирован на юбке 18 межступенчатого отсека 8, а сопловой блок 12 жестко скреплен (зафиксирован) с корпусом межступенчатого отсека 8. 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, юбку 17 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 детонирующего удлиненного заряда системы отделения 10 происходит снятие жестких связей и разделение второй (предпоследней) и третьей (последней) ступеней, при этом осуществляется расфиксация соплового блока 12, и он может работать по штатному, отклоняясь в узле качания 13, за счет передачи усилий рулевого привода 14 через кронштейн 16 оставшейся при разделении ступеней части юбки 18 и далее сопловому блоку 12. Отклоняющийся сопловой блок 12 обеспечивает создание управляющих усилий по всем каналам на участке работы двигателя третьей (последней) ступени.
Патентуемая конструкция многоступенчатой ракеты-носителя позволяет решить задачу повышения энергомассового совершенства ракеты, за счет 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. B 64 G 1/00. Ракета-носитель, опубл. 2000 г.
2. Патент России №2205776, кл. B 64 G 1/00. Многоступенчатая ракета, опубл. 2003 г.
3. Патент США №4399962, кл. F 42 B 15/14. Отклоняемая головная часть ракеты.
4. Патент России №2015496, кл. F 42 B 15/00. Отклоняемая головная часть ракеты, опубл. 1994 г.