Многоступенчатая ракета и головной способ отделения отработанных частей
MULTI-STAGE ROCKET AND HEAD METHOD OF USED PARTS SEPARATION

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к многоступенчатым ракетам, и может быть использовано в ракетостроении.
Известна схема пакетной компоновки, в которой многоступенчатая ракета с продольным разделением ступеней, содержащая: корпус, головной обтекатель, отсек для полезного груза, продольно связанные жесткой связью с возможностью отделения разгонные ступени, в которых расположены баки окислителя, баки горючего и ракетные двигатели. В ракете разгонные ступени продольно соединяются друг с другом посредством поперечных фланцевых стыков [1].
Однако конструкция этой ракеты имеет недостатки, заключающиеся в дополнительном увеличении диаметра ракеты по ходу ее продольной оси, которая приводит к дополнительным энергетическим затратам на преодоление лобового сопротивления, образованию поперечных моментов при передаче тяговых усилий, появлению возмущающих моментов при разделении ступеней и потере в тяге из-за несоосности сопл, что сокращает сферу применения данной ракеты.
Известна схема тандемной компоновки, в которой многоступенчатая ракета с поперечным разделением разгонных ступеней, содержащая: корпус, головной обтекатель, отсек для полезного груза, связанные через межступенчатые отсеки разгонные ступени, в которых расположены баки окислителя, баки горючего и ракетные двигатели. В ракете разгонные ступени последовательно соединяются друг с другом посредством поперечных стыков через межступенчатые отсеки. В этом конструктивном варианте сумма последующих ступеней может рассматриваться как полезный груз для предыдущих ступеней ракеты [2].
Однако конструкция этой ракеты имеет недостатки, заключающиеся в том, что отделение топливных баков происходит совместно с отделением ракетных двигателей, что накладывает ограничения на сокращение массы конструктивных элементов ракеты. Причем при отделении разгонной ступени не позволяет сохранить ракетные двигатели при необходимости.
Известна одноступенчатая ракета-носитель легкого класса, состоящая из двигательной установки с одним или несколькими жидкостными ракетными двигателями и топливного бака, взятая в качестве прототипа, причем одноступенчатая ракета-носитель оснащена одним-двумя дополнительными топливными баками, которые по тандемной схеме последовательно расположены на топливном баке ракеты-носителя с помощью проставки, при этом баки горючего и окислителя дополнительных топливных баков соединены трубопроводами с баками горючего и окислителя топливного бака одноступенчатой ракеты-носителя и установлены с возможностью отделения [3].
Однако конструкция этой ракеты имеет недостатки, заключающийся в том, что данный конструктивный вариант предполагает отделение дополнительных топливных баков только после выхода из слоев атмосферы. Причем данный конструктивный вариант не предусматривает способ отделения дополнительных топливных баков. Использует ракетные двигатели на протяжении всего полета, которые задействуются изначально при старте, что накладывает дополнительные ограничения по применению данной конструкции.
Известными способами нельзя разделить части конструкции заявляемой ракеты во время ее полета, так как известные способы включают: либо отделение всех дополнительных топливных баков моноблоком после выхода из слоев атмосферы, либо запуск ракеты, отработку топливного запаса разгонной ступени, последовательное разрушение механических связей между межступенчатым отсеком и ракетными двигателями последующей ступени, отделение последующей ступени от соединительного отсека и запуске ракетного двигателя последующей ступени [2, 3].
Однако эти способы обладают недостатком, не позволяющим разделить заявляемую ракету, ввиду ее конструктивных особенностей.
Целью настоящего изобретения является увеличение возможной дальности полета ракеты и/или массы полезного груза относительно ракеты, улучшение характеристик действующих ракетных двигателей в процессе полета. Расширение сферы применения данной ракеты в слоях атмосферы.
Задачей настоящего изобретения является создание возможности заменять действующие ракетные двигатели в процессе полета, при предшествующем и последующем отделении отработавших топливных баков без отделения ракетных двигателей многоступенчатой ракеты. Что в свою очередь приведет к увеличению возможной дальности полета ракеты и/или массы полезного груза относительно ракеты, по отношению к прототипу, а так же расширит сферу ее применения.
Поставленная задача достигается тем, что многоступенчатая ракета, содержащая корпус, головной обтекатель, после которого последовательно расположены вдоль продольной оси ракеты дополнительный топливный отсек с возможностью его отделения от ракеты, оснащенный дополнительными топливными баками, отсек для полезного груза, топливные баки, связанные с ракетными двигателями, причем дополнительный топливный отсек разделен на сегменты (отсеки) с возможностью отделения каждого сегмента от ракеты, сегменты размещены один над другим вдоль продольной оси ракеты, причем топливные баки размещены в каждом сегменте, причем к ракетным двигателям с возможностью отделения примыкает продольно и/или поперечно продольной оси ракеты по меньшей мере одна разгонная ступень, содержащая баки окислителя, баки горючего и ракетные двигатели, с возможностью потреблять топливо из сегментов.
Причем все топливные баки соединены трубопроводами в единую систему, для возможности откачивания топлива из определенного бака, по средством открытия и закрытия клапанов определенных баков.
Причем по меньшей мере одни ракетные двигатели выполнены составными, с возможностью отделения части ракетных двигателей, для улучшения соотношения ракетных двигателей к массе ракеты.
Причем по меньшей мере одни ракетные двигатели выполнены с возможностью отделения от ракеты, причем перед которыми установлены дополнительные ракетные двигатели, для улучшения соотношения ракетных двигателей к массе ракеты и корректировки степени расширения рабочего сопла.
Причем по меньшей мере одни ракетные двигатели выполнены с возможностью изменять степень расширения сопла, для повышения эффективности работы ракетных двигателей при изменении высоты полета ракеты в слоях атмосферы.
Причем верхняя сторона отсека для полезного груза и/или верхняя сторона по меньшей мере одного сегмента является головным обтекателем или содержит головной обтекатель, для возможности отделения дополнительных топливных баков в слоях атмосферы.
Причем некоторые сегменты содержат топливные баки только с окислителем.
Причем между сегментами установлена опорная поверхность вышележащего сегмента, выполненная например из полимерного материала со стальными ребрами жесткости или представляющая собой каркасную опору (переходную ферму), содержит по меньшей мере одну точечную связь с вышележащим сегментном со степенью свободы вращательного движения перпендикулярно продольной оси, опорная поверхность так же имеет жесткую связь с нижележащем сегментом с возможностью отделения, например по средством фланцевого стыка на пирокреплениях, для предотвращения повреждения примыкающего к ней головного обтекателя при отделении вышележащего сегмента.
Причем опорная поверхность выполнена с возможностью разъединения на части, путем разрушения связи между частями опорной поверхности.
Причем по меньшей мере один сегмент содержит в себе по меньшей мере один дополнительный отсек для полезного груза.
Причем сегменты содержат газодинамические "например твердотопливные" двигатели с выходом сопл через боковую стенку сегмента, причем расположены на внутренней стороне корпуса сегмента в полости созданной для этого изгибом топливного бака или изгибом корпуса сегмента или расположенные в пространстве между топливными баками, служащие для отделения сегмента от ракеты, в том числе без замедления ее ускорения, и последующего сдвига поперечно продольной оси ракеты в безопасную для полета ракеты зону.
Причем сегменты содержат газодинамические "например твердотопливные" двигатели, расположенные на внешней стороне корпуса и скреплены жесткой связью, служащие для отделения сегмента от ракеты, в том числе без замедления ее ускорения, и последующего сдвига поперечно продольной оси ракеты в безопасную для полета ракеты зону.
Причем сопла газодинамических двигателей содержат отстреливающиеся заглушки.
Причем сегменты разделены вдоль продольной оси на пропорциональные части например фланцевыми стыками, с возможностью разъединения перпендикулярно продольной оси.
Причем на внешней стороне сегмента находится по меньшей мере один клапан, который содержит трубопровод, открытый конец которого находиться в межсегментном пространстве с последующим на отделение сегментом, причем клапан содержит воздухозаборник и/или установлен под углом обеспечивающим воздействие лобового сопротивления атмосферы на клапан, для нагнетания воздуха при открытии клапана в межсегментное пространство, что создает давление воздуха, которое используют совместно с газодинамическими "например твердотопливными" двигателями, приротолкателями или без таковых, для разъединения сегмента отделения сегмента от ракеты.
Причем воздухозаборник клапан дополнительного топливного отсека выполнен выдвижным и/или регулируемым, например поворотным и/или закрыт отстреливающейся заглушкой.
Причем топливные баки сегментов разделены вдоль продольной оси двойными перегородками на пропорциональные части с возможностью разъединения перпендикулярно продольной оси, причем каждая часть топливного бака герметично разделена перегородкой, для удерживания остаточного топливного запаса при разделении.
Причем топливный трубопровод проходит через головной обтекатель или примыкает к нему, для уменьшения нагрузки от термического воздействия на головной обтекатель.
6 Причем головной способ отделения отработавших частей многоступенчатой ракеты, включающий запуск ракеты, отработку топливного запаса разгонной ступени, последовательное разрушение механических связей между межступенчатым отсеком и ракетными двигателями последующей ступени, отделение последующей ступени от соединительного отсека и запуске ракетного двигателя последующей ступени, причем топливные баки с верхним отделением опустошают во время работы ракетных двигателей по меньшей мере одной разгонной ступени, причем перед опустошением топливом и отделением разгонной ступени, опустошают и отделяют по меньшей мере один сегмент с верхней стороны ракеты.
Причем после опустошения топливных баков по меньшей мере одного сегмента, отделяют отработанные дополнительные ракетные двигатели и запускают следующие ракетные двигатели или отделяют по меньшей мере один ракетный двигатель, для осуществления отделения части отработанной конструкции ракеты и приближения к оптимальному соотношению ракетных двигателей к оставшейся массе ракеты.
Причем отделение сегмента осуществляют расстыковкой сегмента с ракетой и сдвигом сегмента газодинамическими "например твердотопливными" двигателями поперечно продольной оси ракеты в безопасную для полета ракеты зону.
Причем отделение сегмента с ракетой, осуществляют с сохранением по меньшей мере одной точечной опоры на межсегментном отсеке или опорной поверхности, причем точечная опора максимально отдалена от продольной оси ракеты, для приобретения сегментом вектора силы направленного перпендикулярно продольной оси ракеты и возникающего под действием лобового сопротивления на боковую стенку сегмента, далее разрушают связь межсегментного отсека и ракеты, совместно с увеличением диаметра межсегментного отсека путем разрушения его целостности, после чего отклоняют сегмент пот действием лобового сопротивления атмосферы относительно продольной оси ракеты в безопасную для полета ракеты зону.
Причем отделение сегмента от ракеты и сдвиг сегмента поперечно продольной оси ракеты в безопасную для полета ракеты зону производят с приданием сегменту крутящего момента в одной или нескольких плоскостях, для повышения надежности безопасного отделения сегмента и расширения возможного расположения газодинамических двигателей, осуществляющих отделение сегмента от ракеты.
Причем отделение сегмента с ракетой и сдвиг сегмента поперечно продольной оси ракеты в безопасную для полета ракеты зону, осуществляют совместно с изменением траектории полета ракеты, за счет действия сил при отделении сегмента и/или использования рулей ракеты, осуществляется для изменения курса ракеты, в том числе для усложнения определения траектории полета после запуска ракеты.
Причем многоступенчатая ракета, соответствующая по меньшей мере одному из предыдущих притязаний, как описано выше.
Заявляемое изобретение поясняется чертежами, где:
На фиг. 1 - изображена заявленная многоступенчатая ракета в предстартовом состоянии;
На фиг. 2 - изображена заявленная многоступенчатая ракета отделяющая первый сегмент;
На фиг. 3 - изображена заявленная многоступенчатая ракета отработавшая дополнительную разгонную ступень;
На фиг. 4 - изображена заявленная многоступенчатая ракета отделяющая второй сегмент.
Таким образом многоступенчатая ракета содержит корпус 1, размещенный в нем дополнительный топливный отсек 2 поперечно разделенный межсегментным отсеком 3 на сегмент 4 и сегмент 5, с возможностью расстыковки каждого сегмента от ракеты с помощью индивидуальных пиротолкателей "на чертеже не показаны". Причем сегмент 4 содержит головной обтекатель 6, бак окислителя 7, бак горючего 8, и твердотопливные двигатели 9 расположенные на внешней стороне сегмента 4 и скреплены жесткой связью; сегмент 5 содержит головной обтекатель 10, бак окислителя 11, бак горючего 12 и твердотопливные двигатели 13 расположенные на внешней стороне сегмента 5 и скреплены жесткой связью. После дополнительного топливного отсека 2 расположен головной обтекатель 14, отсек для полезного груза 15, топливный отсек 16 содержащий бак окислителя 17 и бак горючего 18, к которому примыкают ракетные двигатели 19, продольная ось 20 ракеты.
Причем головной обтекатель 6, головной обтекатель 10 и головной обтекатель 14 содержат устройство "на чертеже не показано" разъединения топливных трубопроводов "на чертеже не показаны", содержащее: топливные клапаны "на чертеже не показаны" отработавшего отсека и отсека принимаемого нагрузку лобового сопротивления, ниппель "на чертеже не показан", заглушку "на чертеже не показана" для головного обтекателя 6, 10 и 14. Заглушка для головного обтекателя 6, 10 и 14, представляет собой часть головного обтекателя, закрепленного с нижней стороны на сервопривод "на чертеже не показан" и вынесенной при открытом положении в межсегментное пространство перед соответствующим головным обтекателем. Причем сервопривод выполнен пневмотелескопическим и закреплен на внутренней "непредназначенной для прямого воздействия атмосферы" стороне головного обтекателя и/или дугой опорной поверхности. Причем для закрытого положения упомянутой заглушки, головной обтекатель 6, 10 и 14 содержит опорную площадку "на чертеже не показана", например в виде опорного профиля выступающего по периметру отверстия. Так же заглушка для головного обтекателя выполнена с возможностью расширять свои стороны обращенные к сторонам головного обтекателя в закрытом положении, под воздействием лобового сопротивления, для дополнительной изоляции ракеты от термических воздействий.
К ракетным двигателям 19 через межступенчатый отсек 21 возможностью отделения примыкает разгонная ступень 22, содержащая бак окислителя 23, бак горючего 24 и ракетные двигатели 25.
Причем баки 7, 8, 11, 12, 17, 18, 23, 24 соединены трубопроводами "на чертеже не показаны "в единую систему, для возможности откачивания топлива из определенного бака, по средством открытия и закрытия клапанов "на чертеже не показаны" баков 7, 8, 11, 12, 17, 18, 23, 24.
Головной способ отделения отработанных частей
Головной способ отделения отработанных частей многоступенчатой ракеты осуществляется следующим образом: после запуска двигателей 25 ракета ложится на заданный курс. При запуске двигателей 25 и последующей их работе, потребление топлива происходит из баков 7, 8 сегмента 4, который будет отделен первым. Подача топлива из баков 7, 8 сегмента 4 осуществляется напрямую, минуя баки 11, 12 сегмента 5, баки 17, 18 топливного отсека 16, и баки 23, 24 разгонной ступени 22 следующие до работающих двигателей 25. Либо подают топливо из опустошаемых баков 7, 8 соответственно в баки 11, 12, затем в баки 17, 18, а после в баки 23, 24 путем одновременного их опустошения и наполнения за счет вышележащих топливных баков, с поддержанием в баках 11, 12, 17, 18, 23 и 24 максимального заполнения топливом и скорейшее опустошение баков 7, 8 сегмента 4 отделяемого первым.
После опустошения баков 7, 8, производят отделение сегмента 4 от ракеты, которое можно осуществить следующими способами:
а) путем расстыковки сегмента 4 с ракетой, которую осуществляют приротолкателем "на чертеже не показан", и сдвигом сегмента 4 поперечно продольной оси ракеты 20 в безопасную для полета ракеты зону, под действием твердотопливных двигателей 9.
б) путем расстыковки сегмента 4 с ракетой, которую осуществляют приротолкателем "на чертеже не показан" и сохранением одной точечной опоры "на чертеже не показана" на межсегментном отсеке 3 или опорной поверхности "на чертеже не показана", причем точечная опора "на чертеже не показана" максимально отдалена от продольной оси 20. Далее отклоняют сегмент 4 под действием лобового сопротивления атмосферы перпендикулярно относительно продольной оси ракеты. Разделяют межсегментный отсек 3 на части путем его разрушения и разъединяют межсегментный отсек 3 и/или опорную поверхность "на чертеже не показана" от ракеты. Далее уводят сегмент 4 пот действием лобового сопротивления атмосферы в безопасную для полета ракеты зону.
в) путем расстыковки сегмента 4 с ракетой, которую осуществляют приротолкателем "на чертеже не показан", и сдвигом сегмента 4 поперечно продольной оси ракеты 20 в безопасную для полета ракеты зону, под действием твердотопливных двигателей 9, совместно с изменением траектории полета ракеты, за счет действия сил при отделении сегмента 4 и/или использования рулей ракеты.
Расчетный угол и скорость поворота сегмента 4 относительно ракеты выбирают такими, чтобы обеспечить траекторию увода сегмента 4, исключающую повреждение конструкции ракеты (что особенно важно для многоразового основного разгонного блока). Отталкивающая сила для расстыковки и сдвига сегмента 4 также может быть создана либо толкателями (пружинными, пневматическими или гидравлическими), либо действием лобового сопротивления атмосферы, либо газодинамическими двигателями (специальными пороховыми реактивными двигателями или реактивными двигателями, использующими сброс газов наддува из баков дополнительного топливного отсека), либо комбинацией этих способов.
Причем головной обтекатель 10 принимает на себя нагрузку лобового сопротивления ракеты с атмосферой. Во время отделения 4 сегмента осуществляют корректировку полета, изменяющуюся под воздействием сил создаваемых от расстыковки и не равномерного процесса принятия головным обтекателем 10 полной нагрузки от лобового сопротивления ракеты с атмосферой.
После отделения сегмента 4 от ракеты, происходит откачивание топлива из баков 23, 24 разгонной ступени 22. После отработки топливного запаса баков 23, 24 осуществляют отделение разгонной ступени 22: разрушают механические связи "на чертеже не показаны" между межступенчатым отсеком 21 и ракетными двигателями 19, отделяют разгонную ступень 22 и запускают ракетные двигатели 19.
После отделения разгонной ступени 22 от ракеты, происходит откачивание топлива из баков 11, 12 сегмента 5, по вышеописанной схеме работы сегмента 4 с потреблением топлива ракетными двигателями 19, вплоть до отделения сегмента 5.
Причем при отделении сегмента 4 и сегмента 5 отделение топливной системы осуществляют в три этапа: а) последовательно закрывают топливные клапаны "на чертеже не показаны" отработавшего отсека, затем отсека принимаемого нагрузку лобового сопротивления б) отсоединяют ниппель "на чертеже не показан" в один из отсеков в) закрывают отверстие головного обтекателя заглушкой "на чертеже не показана" для головного обтекателя 6, 10 и 14 соответственно. Заглушку головного обтекателя 6, 10 и 14 перемещают на опорную площадку "на чертеже не показана" соответствующего головного обтекателя пневмотелескопическим сервоприводом "на чертеже не показан". Причем закрытие необходимых отверстий проходящих через головной обтекатель 6, 10 и 14. Для креплений "на чертеже не показаны" на ракете сегмента 4 и сегмента 5 "например переходной фермы", закрытие отверстий осуществляют заглушкой головного обтекателя 6, 10 и 14 по вышеописанной схеме.
После отделения сегмента 5 от ракеты, происходит откачивание топлива из баков 17 и 18 топливного отсека 16, причем головной обтекатель 14, принимает на себя нагрузку лобового сопротивления ракеты с атмосферой.
Данная конструкция и головной способ отделения отработанных частей создает возможность отделения отработавших топливных баков многоступенчатой ракеты в слоях атмосферы, без отделения жидкостных ракетных двигателей, создает возможность заменять действующие ракетные двигатели в процессе полета, для улучшения соотношения двигательной установки к массе ракеты и корректировки степени расширения рабочего сопла. Что в свою очередь приводит к увеличению возможной дальности полета ракеты и/или массы полезного груза относительно ракеты, по отношению к прототипу, а так же расширяет сферу ее применения, открывает новые возможности многоступенчатых ракет, в том числе для крылатых ракет.
СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ
1. Б.В. Грабин, О.И. Давыдов, В.И. Жихарев, А.А. Золотов, А.А. Иванов, В.К. Свердюк, Основы конструирования ракет-носителей космических аппаратов, Москва, Машиностроение, 1991, в главе I «методологические основы конструирования ракет-носителей». С. 14.
2. В. И. Феодосьев, Основы техники ракетного полета, Москва, Главная редакция физико-математической литературы «Наука», 1979, во II главе «Основы устройства баллистических ракет дальнего действия и ракет-носителей». С. 64-65.
3. Одноступенчатая ракета-носитель легкого класса: пат. 2532321 Рос. Федерация: МПК B64G 1/22 / Бюл. №17. / Б.И. Савельев; дата публ.: 20.06.2014 - прототип.