Двухступенчатая ракета

Полезная модель относится к ракетной технике, в частности к двухступенчатым ракетам, и может быть использована в ракетостроении.
Известна многоступенчатая ракета с продольным разделением ступеней, содержащая: корпус, ракетные двигатели, баки окислителя, баки горючего, межступенчатые отсеки, отсек для полезного груза и головной обтекатель. 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 твердотопливная многоступенчатая ракета с поперечным разделением разгонных ступеней, содержащая: корпус, сопло, топливные заряды, воспламенители, межступенчатые отсеки, отсек для полезного груза и головной обтекатель. 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 требуется наличие двигателя к каждой ступени, что приводит к увеличению массы ракеты относительно полезного груза, сокращает потенциально возможное количество ступеней, относительно заявляемой ракеты.
Известна одноступенчатая ракета-носитель легкого класса, взятая в качестве прототипа, состоящая из двигательной установки с одним или несколькими жидкостными ракетными двигателями и топливного бака, отличающаяся тем, что 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, заключающиеся в том, что данный конструктивный вариант не предусматривает способа отделения дополнительных топливных баков, без снижения ускорения ракеты, что повышает расход топлива относительно заявляемой полезной модели.
Известными способами нельзя разделить части конструкции заявляемой ракеты во время ее полета, так как известные способы включают: либо отделение дополнительных топливных баков моноблоком, либо запуск ракеты, отработку топливного заряда, последовательное разрушение механических связей между соединительным отсеком и двигателем последующей ступени, отделение последующей ступени от соединительного отсека и запуске двигателя последующей ступени [2, 3].
Однако эти способы обладают недостатком, не позволяющим разделить заявляемую ракету, ввиду ее конструктивных особенностей.
Целью данной полезной модели является расширение сферы применения ракеты, создание возможности более быстрого набора скорости относительно прототипа.
Задачей данной полезной модели является создание возможности отделения отработавших конструктивных частей двухступенчатой ракеты в слоях атмосферы и за ее пределами, с максимальным ускорением, без отделения жидкостных ракетных двигателей. Что в свою очередь расширит сферу ее применения, а также даст возможность: более быстрого набора скорости относительно прототипа; увеличить дальность полета ракеты и массу полезного груза относительно ракеты, по отношению к прототипу.
Поставленная задача достигается тем, что двухступенчатая ракета, содержащая корпус, головной обтекатель, после которого последовательно расположены относительно продольной оси дополнительный топливный отсек с возможностью его отделения от ракеты, оснащенный дополнительными топливными баками; отсек для полезного груза; топливные баки, связанные с ракетными двигателями, причем все топливные баки соединены трубопроводами в единую систему, причем дополнительный топливный отсек разделен вдоль продольной оси на пропорциональные части, с возможностью разъединения перпендикулярно продольной оси.
Причем топливные баки дополнительного топливного отсека разделены на пропорциональные части двойными перегородками, герметично разделяющей перегородкой каждую часть топливного бака, для удерживания остаточного топливного запаса при разделении топливного бака на части.
Причем верхняя сторона отсека для полезного груза является головным обтекателем или содержит головной обтекатель.
Причем дополнительный топливный отсек содержит в себе по меньшей мере один дополнительный отсек для полезного груза.
Причем верхняя сторона дополнительного топливного бака изолирована от термического воздействия головного обтекателя промежуточным слоем изоляционного материала, в качестве которого может выступать керамика, графит, тугоплавкие металлы, карбиды асбо-эпоксидные или фенольные смолы и др., либо самостоятельно, либо совместно с другими материалами.
Причем топливный трубопровод проходит через головной обтекатель или примыкает к нему, для уменьшения нагрузки от термического воздействия на головной обтекатель.
Причем на внешней стороне дополнительного топливного отсека находится по меньшей мере один клапан, который содержит воздухозаборник и/или установлен под углом обеспечивающим воздействие лобового сопротивления атмосферы на клапан, для нагнетания воздуха при открытии клапана между частями дополнительного топливного отсека, причем клапан связывает внешнюю среду с внутренним пространством между частями дополнительного топливного отсека, служащий для нагнетания воздуха между частями дополнительного топливного отсека, что создает давление воздуха, которое используют совместно с пиротолкателями или без таковых, для разъединения дополнительного топливного отсека на части поперечно продольной оси ракеты и отделения частей дополнительного топливного отсека от ракеты.
Причем воздухозаборник-клапан дополнительного топливного отсека выполнен выдвижным и/или регулируемым, например поворотным и/или закрыт отстреливающейся заглушкой.
Причем содержит по меньшей мере один дополнительный топливный отсек по продольной схеме, соединенный с корпусом ракеты посредством поперечных фланцевых стыков, с возможностью отделения от ракеты.
Причем дополнительные топливные отсеки продольной схемы содержат ракетные двигатели.
Заявляемая полезная модель поясняется чертежами, где:
На фиг. 1 изображена заявленная двухступенчатая ракета в предстартовом состоянии;
На фиг. 2 изображена заявленная двухступенчатая ракета, отделяющая дополнительный топливный отсек.
Таким образом двухступенчатая ракета содержит корпус 1, размещенный в нем дополнительный топливный отсек 2 разделен вдоль продольной оси 3 ракеты на часть 4 и часть 5, с возможностью отделения от ракеты и разъединения относительно друг друга перпендикулярно продольной оси, с помощью индивидуальных пиротолкателей (на чертеже не показаны). Причем топливный отсек 2 разделен либо двойной перегородкой (на чертеже не показана) герметично разделяющей перегородкой каждую часть топливного бака, либо разделен фланцевыми стыками (на чертеже не показаны) по линии разделения на пирокреплениях, с сохранением общих топливных и внутрисегментных полостей. Топливный отсек 2 содержит головной обтекатель 6, бак окислителя 7, бак горючего 8. После дополнительного топливного отсека 2 расположен отсек для полезного груза 9 с головным обтекателем 10, топливный отсек 11, содержащий бак окислителя 12 и бак горючего 13, к которому примыкают ракетные двигатели 14.
Способ отделения отработанных частей двухступенчатой ракеты
Способ отделения отработанных частей двухступенчатой ракеты осуществляется следующим образом: после запуска двигателей 14 ракета ложится на заданный курс. При запуске двигателей 14 и последующей их работе потребление топлива происходит из баков 7, 8 топливного отсека 2. Подача топлива из баков 7, 8 топливного отсека 2 в двигатели 14 осуществляется напрямую, минуя баки 12, 13 топливного отсека 11. Либо подачей топлива из опустошаемых баков 7, 8 по сообщающейся топливной сети через баки 12, 13, с поддержанием в баках 12, 13 максимального заполнения топливом.
После опустошения баков 7, 8 осуществляют отделение топливного отсека 2 от ракеты, путем расстыковки топливного отсека 2 с ракетой при помощи пиротолкателя (на чертеже не показан), и разъединения топливного отсека 2 пиротолкателем (на чертеже не показан) на часть 4 и часть 5 перпендикулярно продольной оси 3, за счет импульса расстыковки между собой и последующего воздействия атмосферного лобового сопротивления, проникающего в пространство между частью 4, частью 5 и отсеком для полезного груза 9. Таким образом часть 4 и часть 5 смещается в безопасную для полета ракеты зону.
Расчетный угол и скорость поворота части 4 и части 5 относительно ракеты выбирают такими, чтобы обеспечить траекторию увода части 4 и части 5, исключающую повреждение конструкции ракеты (что особенно важно для многоразового основного разгонного блока). Отталкивающая сила для расстыковки и сдвига части 4 и части 5 также может быть создана либо толкателями (пружинными, пневматическими или гидравлическими), либо газодинамическими (специальными пороховыми реактивными двигателями или реактивными двигателями, использующими сброс газов наддува из баков дополнительных разгонных блоков), либо комбинацией этих способов.
После отделения топливного отсека 2 от ракеты происходит откачивание топлива из баков 12 и 13 топливного отсека 11, причем отсек для полезного груза 9 принимает на себя нагрузку лобового сопротивления ракеты с атмосферой, что актуально например для крылатых ракет или космических ракет с достаточно прочным отсеком для полезного груза 9 и осуществляющих свое отделение в достаточно разряженной атмосфере для сохранения целостности ракеты. В иных случаях верхняя сторона отсека для полезного груза 9 является головным обтекателем или содержит головной обтекатель 10, который принимает на себя нагрузку лобового сопротивления ракеты с атмосферой.
Данная конструкция двухступенчатой ракеты даст возможность более быстрого набора скорости относительно прототипа, увеличению дальности полета ракеты и массы полезного груза относительно ракеты, по отношению к прототипу, а также расширит сферу ее применения, например в качестве космической или крылатой ракеты.
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.