Стартовый твердотопливный ускоритель ракеты-носителя и способ его сборки
START SOLID PROPELLANT ACCELERATOR OF CARRIER ROCKET AND METHOD OF ASSEMBLY THEREOF

Предлагаемое изобретение относится к области ракетостроения, а именно, к стартовым твердотопливным ускорителям ракеты-носителя, направлено на совершенствование конструкции и обеспечение способа ее сборки, а также повышения надежности работы.
Известны боковые твердотопливные ускорители ракеты-носителя «Титан-III С», представляющие собой твердотопливные двигатели, состоящие из пяти секций зарядов с корпусами, выполненными из стали, секции заряда с корпусом и соплом, а также переднего днища («Ракеты-носители», В.А. Александров, В.В. Владимиров / Воениздат, 1981 г., стр. 27-31).
Применение многосекционного заряда с корпусом позволяет исключить проблемы, связанные с изготовлением и транспортировкой монолитного заряда в целом массой более 100 т к месту старта.
Известны также твердотопливные ускорители в составе ступени ракеты-носителя по патенту РФ №2386571, состоящие из секций скрепленных зарядов с корпусами, выполненными в виде «коконов» из высокопрочного композиционного материала, соединенных между собой с помощью газоводов. Способ сборки такой конструкции заключается в стыковке секций зарядов через газоходы и установке на нижнюю секцию сопла ускорителя. Недостатком такой конструкции является низкая надежность из-за практической сложности обеспечения ее прочности при приемлемых массовых параметрах. Особенно это проявляется при соединении в секции через газоходы более двух секций зарядов. Создание ракеты-носителя сверхтяжелого класса требует соединения 6-7 секций зарядов массой каждой около 100 т. Усилие от массы всех секций зарядов и силы тяги ускорителя должно восприниматься эллиптическим днищем «кокона» нижней секции заряда. Поперечные перегрузки при полете ракеты-носителя воспринимаются элементами газоводов и эллиптическими днищами «коконов», что также требует существенного увеличения массы и снижает надежность работы стыков указанных элементов.
Целью предлагаемого изобретения является создание твердотопливного ускорителя ракеты-носителя и способа его сборки, что обеспечивает повышение надежности его работы и баллистической эффективности.
Указанная цель достигается предлагаемой конструкцией стартового твердотопливного ускорителя ракеты-носителя, состоящего из секций канальных зарядов с корпусами и с поворотным соплом, монтированном на нижней секции, выполненными в виде «коконов» из высокопрочного композиционного материала с выступающими юбками на цилиндрических частях и полюсными отверстиями, состыкованных между собой с помощью фланцевых соединений газоводов, образующих с полюсными отверстиями «коконов» центральный канал.
Отличительной особенностью конструкции является то, что секции зарядов с корпусами телескопически размещены в едином пенале, выполненном из композиционного материала и состоящем из отдельных цилиндрических частей, соответствующих каждой секции зарядов, и жестко скрепленных между собой с помощью, например, штифто-болтового соединения;
между наружными поверхностями корпусов зарядов и внутренней поверхностью пенала имеется зазор, а подвижное в осевом направлении соединение между ними выполнено в виде опорно-ведущих поясов с антифрикционным покрытием, установленных в упомянутом зазоре в канавках корпусов зарядов и контактирующих с поверхностью пенала поверхностью с антифрикционным покрытием;
между цилиндрическими частями канала установлены металлические кольца, выступающие внутрь пенала в сторону упомянутых газоводов;
причем верхняя (дальняя от соплового блока) юбка корпуса нижней секции заряда жестко скреплена с соответствующим металлическим кольцом, а юбки остальных секций зарядов фиксируются через пластины с регулируемыми винтами, свободно опирающимися на верхние (дальние от соплового блока) поверхности соответствующих металлических колец;
при этом ось поворотного сопла ускорителя отклонена от оси последнего и проходит через центр масс ракеты-носителя;
кроме этого к нижнему торцу пенала пристыкован конический хвостовой отсек с опорным силовым кольцом на его срезе;
а к верхнему торцу пенала жестко пристыкован головной обтекатель, имеющий цилиндрический участок с диаметром, равным диаметру пенала, и конический носовой участок;
к опорному силовому кольцу хвостового отсека и верхнему торцу пенала крепятся узлы с пироразъемами для стыковки твердотопливного ускорителя к ракете-носителю, а в полости хвостового отсека и головного обтекателя расположены двигатели увода ускорителя от ракеты-носителя, также в полости головного обтекателя расположен пусковой двигатель воспламенения твердотопливных зарядов ускорителя, закрепленный на переднем фланце полюсного отверстия верхней секции заряда.
Указанная цель достигается также способом сборки предлагаемого стартового твердотопливного ускорителя, основанным на стыковке между собой через газоводы и фланцы полюсных отверстий секций канальных зарядов с корпусами, выполненными в виде «коконов» с выступающими юбками на цилиндрических частях, и стыковке сопла к фланцу задней части корпуса одной из секций. Особенностями способа является то, что секции зарядов через опорно-ведущие пояса устанавливают в единый пенал, соединяют с хвостовым отсеком и головным обтекателем в следующей последовательности:
после стыковки к одной из секций заряда газохода, сопла и установки на корпус заряда опорно-ведущих поясов на переднюю юбку с внутренней стороны с помощью байонетного соединения монтируют технологическое грузоподъемное кольцо, устанавливают сборку в вертикальное положение с опорой на юбку корпуса соплом вниз на технологическую подставку;
отдельно осуществляют сборку части пенала, соответствующую вышеуказанной секции заряда, с хвостовым отсеком и устанавливаемыми в его полости двигателями увода ускорителя;
подвешивают на траверсе секцию заряда за технологическое грузоподъемное кольцо и с помощью подвижных подвесов пенала и крана-лебедки сверху надвигают часть пенала с хвостовым отсеком на подвешенный корпус секции заряда, обеспечивая скольжение по опорно-ведущим поясам;
жестко закрепляют переднюю юбку корпуса за металлическое кольцо, монтируемое на переднем торце части пенала;
первая секция заряда в сборе с пеналом и хвостовым отсеком устанавливается на стартовом столе ракеты-носителя, опираясь на торец хвостового отсека, снимается технологическое грузоподъемное кольцо;
вторая секция заряда с пристыкованным к ней сверху газоходом через динамометр и соответствующая часть пенала подвешиваются на грузоподъемном устройстве аналогично первой секции, газовод первой секции стыкуется с фланцем полюсного отверстия корпуса второй секции;
на вторую секцию заряда надвигается соответствующая часть пенала и стыкуется с первой частью пенала и ее металлическим кольцом, например, с помощью штифто-болтового соединения;
причем через пластины с регулирующими винтами производится фиксация верхней юбки корпуса второй секции заряда с металлическим кольцом второй части пенала путем упора регулирующих винтов в наружную поверхность металлического кольца, обеспечивая при этом разгрузку динамометра;
затем аналогичным образом собираются и стыкуются последующие секции зарядов;
к переднему фланцу полюсного отверстия верхней секции заряда крепится пусковой двигатель воспламенения зарядов твердого топлива ускорителя;
к торцу последней части пенала стыкуется головной обтекатель с монтируемыми внутри него двигателями увода ускорителя от ракеты-носителя;
поворотное сопло отклоняется от геометрической оси ускорителя таким образом, чтобы его ось проходила через центр масс ракеты-носителя;
далее к хвостовому отсеку и верхнему торцу пенала твердотопливного ускорителя крепятся узлы с пироразъемами, которые стыкуются с ракетой-носителем.
Предлагаемая группа изобретений иллюстрируется графическими изображениями.
На фиг. 1 показан общий вид стартового твердотопливного ускорителя ракеты-носителя.
На фиг. 2 показан узел стыка секции зарядов и пенала.
На фиг. 3 показан узел крепления нижней секции заряда.
На фиг. 4 показан узел крепления последующих секций зарядов.
На фиг. 5 показана схема установки первой секции заряда в сборе на технологической подставке.
На фиг. 6 показана схема сборки пенала и хвостового отсека.
На фиг. 7 показана схема подвески первой секции заряда с пеналом.
На фиг. 8 показана схема монтажа технологического грузоподъемного кольца.
На фиг. 9 показано байонетное соединение технологического грузоподъемного кольца с секцией заряда.
На фиг. 10 показана схема стыковки второй секции заряда с пеналом и с первой секцией.
Стартовый твердотопливный ускоритель ракеты-носителя фиг. 1 состоит из секций канальных зарядов 1 с корпусами 2, выполненными в виде «коконов» из высокопрочного композиционного материала с полюсными отверстиями 3. Секции зарядов телескопически размещены в пенале 4, выполненном из композиционного материала и состоящем из отдельных цилиндрических частей, соответствующих каждой секции заряда, и жестко скрепленных между собой. К нижней секции заряда подстыковано поворотное сопло 5. Ось поворотного сопла 5 ускорителя отклонена от оси последнего и проходит через центр масс (ц.м.) ракеты-носителя. Кроме этого к нижнему торцу пенала 4 пристыкован конический хвостовой отсек 6 с опорным силовым кольцом 7 на его срезе, а к верхнему торцу пенала жестко пристыкован головной обтекатель 10, имеющий цилиндрический участок с диаметром, равным диаметру пенала, и конический участок для уменьшения сопротивления газового потока при полете ракеты-носителя. К опорному силовому кольцу 7 (предназначенному для возможности крепления ускорителя к ракете-носителю и возможности установки ракеты-носителя в сборе на стартовом столе космодрома) хвостового отсека 6 и верхнему торцу пенала крепятся узлы 8 с пироразъемами для стыковки твердотопливного ускорителя к ракете-носителю, а в полостях хвостового отсека и обтекателя расположены двигатели увода 9 ускорителя от ракеты-носителя, а также в полости головного обтекателя расположен пусковой двигатель 11 воспламенения твердого топлива зарядов ускорителя, закрепленный еа переднем фланце полюсного отверстия верхней секции заряда.
Выносные элементы I, II, III показаны на фиг. 2, 3, 4 соответственно.
Корпуса зарядов имеют выступающие юбки 1 (фиг. 2, 3, 4) на цилиндрических частях.
Между наружными поверхностями корпусов зарядов и внутренней поверхностью пенала 4 имеется зазор 2 (фиг. 2, 3, 4), а подвижное в осевом направлении соединение между ними выполнено в виде опорно-ведущих поясов 3 (фиг. 2) с антифрикционным покрытием, установленных в зазоре 2 (фиг. 2) в канавках корпусов зарядов и контактирующих с поверхностью пенала своей поверхностью с антифрикционным покрытием.
Между цилиндрическими частями пенала 4 установлены металлические кольца 5 (фиг. 2, 3, 4), выступающие внутрь пенала в сторону газоходов 6 (фиг. 2). Причем верхняя (дальняя от сопла) юбка 1 (фиг. 3) корпуса нижней секции заряда жестко скреплена с соответствующим металлическим кольцом 5 с помощью, например, штифто-болтового соединения 3 (фиг. 3). А верхние юбки остальных секций зарядов фиксируются через пластины 6 (фиг. 4) с регулирующими винтами 7, свободно опирающимися на верхние (дальние от сопла) поверхности соответствующих металлических колец 5 (фиг. 4), конструктивно отличающихся от нижнего кольца. При этом сила веса каждой секции заряда передается на пенал, обеспечивая разгрузку днищ каждого из корпусов типа «кокон». Отдельные части пенала скреплены между собой с помощью, например, штифто-болтового соединения 6 (фиг. 3).
Работает стартовый твердотопливный ускоритель ракеты-носителя следующим образом. По стартовой команде происходит запуск пускового двигателя 11. Горячие газы продуктов его сгорания поступают в канал зарядов твердотопливного ускорителя. Происходит воспламенение указанных зарядов. Повышается давление в камерах сгорания. Происходит деформация корпусов типа «кокон» от сил внутреннего давления. В связи с тем, что нижняя секция заряда крепится жестко к пеналу за переднюю юбку, расширение ее корпуса происходит вниз в сторону сопла, и он перемещается внутри пенала, опираясь на опорно-ведущие пояса, антифрикционное покрытие которых обеспечивает уменьшение силы трения при перемещении. Корпуса остальных секций зарядов с пластинами 6 и упорами 7 (фиг. 4) отходят от колец 5 (фиг. 4), жестко скрепленных с пеналом и перемещаются из-за деформаций, вызванных внутрикамерным давлением, вверх в сторону обтекателя. При этом выступающая за верхний опорно-ведущий пояс часть передней юбки корпуса заряда перемещается в полость обтекателя, ограниченную его цилиндрической частью. Горячие газы истекают из сопла, создавая тягу. При этом ось вектора тяги проходит через центр масс ракеты-носителя, не создавая в начальное время работы до начала движения ракеты опрокидывающий момент. Это позволяет снизить нагрузки на ракету-носитель, которые могут возникнуть в случае разновременности запуска и выхода на маршевый режим нескольких твердотопливных ускорителях, монтируемых на ракете.
Такое решение позволяет уменьшить потери тяги и повысить энергетическую эффективность по сравнению, например, с решением по патенту РФ №2486114, где ось ускорителя проходит через центр масс ракеты-носителя из-за отклонения этой оси от направления полета на основном маршевом режиме полета ракеты. Поворот сопла до совпадения его оси с осью полета ракеты на основном маршевом режиме увеличивает потери тяги, связанные с несимметричным течением газа на входе в сопло.
Далее происходит отрыв ракеты-носителя от стартового стола и ее полет по заданной траектории. Управление вектором тяги осуществляется за счет поворота сопла на требуемый угол. После выработки твердого топлива ускорителя срабатывают пироразъемы и расстыковываются узлы крепления к ракете-носителю и запускаются двигатели увода. Под действием силы тяги последних отработавший ускоритель отводится в сторону от ракеты-носителя.
Стартовый твердотопливный ускоритель ракеты-носителя представляет из себя сложную конструкцию, требующую оригинального нетривиального подхода к способу ее сборки.
Способ сборки ускорителя основан на стыковке между собой через газоводы и фланцы полюсных отверстий секций канальных зарядов с корпусами, выполненными в виде коконов с выступающими «юбками» на цилиндрических частях, и стыковке сопла к фланцу задней части корпуса одной из секций.
Особенностями сборки является то, что секции зарядов через опорно-ведущие пояса устанавливают в единый пенал, который соединяют с хвостовым отсеком и головным обтекателем в следующей последовательности: после стыковки к первой секции газовода фиг. 5, сопла и установки на корпус заряда опорно-ведущих поясов на переднюю юбку фиг. 8 с внутренней стороны с помощью байонетного соединения монтируют технологическое грузоподъемное кольцо фиг. 8, 9. Устанавливают полученную сборку в вертикальное положение с опорой на юбку корпуса соплом вниз на технологическую подставку фиг. 5. Отдельно осуществляют сборку части пенала, соответствующую вышеуказанной секции заряда, с хвостовым отсеком и установленным в его полости двигателем увода ускорителя фиг. 6. Подвешивают на траверсе секцию заряда за технологическое грузоподъемное кольцо и с помощью подвижных подвесов пенала и крана-лебедки сверху надвигают часть пенала с хвостовым отсеком на корпус подвешенной секции заряда фиг. 7, обеспечивая скольжение по опорно-ведущим поясам. Жестко закрепляют переднюю юбку корпуса за металлическое кольцо фиг. 8, монтируемое на переднем торце части пенала;
первая секция заряда в сборе с пеналом устанавливается на стартовом столе ракеты-носителя, опираясь на торец хвостового отсека;
снимается технологическое грузоподъемное кольцо;
вторая секция заряда с пристыкованным к ней газоводом через динамометр и соответствующая часть пенала подвешивается на грузоподъемном устройстве аналогично первой секции, газовод первой секции заряда стыкуется с фланцем полюсного отверстия корпуса второй секции фиг. 10;
на вторую секцию заряда надвигается соответствующая часть пенала и стыкуется с первой частью пенала и ее металлическим кольцом, например, с помощью штифто-болтового соединения;
причем через пластины с регулирующими винтами производится фиксация верхней юбки корпуса второй секции заряда с металлическим кольцом второй части пенала путем упора регулирующих винтов в наружную поверхность металлического кольца;
регулирующие винты закручиваются с таким моментом, чтобы обеспечить полную разгрузку динамометра, при этом достигается передача усилия от веса секции заряда на пенал; снимается технологическое грузоподъемное кольцо;
затем аналогичным образом собираются и стыкуются последующие секции зарядов;
к переднему фланцу полюсного отверстия верхней секции заряда крепится пусковой двигатель воспламенения зарядов твердого топлива ускорителя;
к торцу последней части пенала стыкуется головной обтекатель с монтируемыми внутри него двигателями увода ускорителя от ракеты-носителя, сопла которых расположены в окнах обтекателя;
поворотное сопло устанавливается таким образом, чтобы его геометрическая ось проходила через центр масс ракеты-носителя;
далее к хвостовому отсеку и верхнему торцу пенала твердотопливного ускорителя крепятся узлы с пироразъемами, которые стыкуются с ракетой-носителем.
Предложенная конструкция твердотопливного ускорителя ракеты-носителя и способ его сборки обеспечивают надежную работу за счет применения пенала и снижения поперечных и осевых нагрузок на корпуса зарядов и их соединения при подготовке к старту и полете ракеты-носителя. Конструкция в частности позволяет увеличить внутрикамерное давление продуктов сгорания и достичь, таким образом, повышенной энергобаллистической эффективности ракеты.