КОМПОНОВКА МНОГОСТУПЕНЧАТОЙ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ
LAUNCH VEHICLE CONFIGURATION

Изобретение относится к ракетно-космической технике и предназначено для использования в конструкции ракет-носителей, обеспечивающих выведение полезных грузов на околоземную орбиту.
В настоящее время стоит задача создания на базе существующих ракет-носителей без значительных финансовых затрат на их модернизацию новых многоступенчатых ракет-носителей, позволяющих выводить на околоземную орбиту более тяжелые полезные грузы с сохранением при этом основной наземной инфраструктуры и наработанной надежности ступеней ракет-носителей.
Известна ракета-носитель (см. патент RU №2306242), содержащая пакет из двух ступеней в виде центрального блока второй ступени и четырех боковых блоков первой ступени, установленных в плоскостях стабилизации ракеты-носителя под углом к оси блока второй ступени, а также последовательно расположенные третью ступень и полезный груз, при этом блоки включают в себя баки компонентов топлива, маршевые и рулевые жидкостные ракетные двигатели, установленные на каждом блоке, силовые узлы с шаровыми опорами в верхней части блоков первой ступени, верхний силовой пояс на блоке второй ступени и силовые связи хвостовой части пакета, причем блок второй ступени в зоне расположения бака окислителя выполнен цилиндрическим, а в зоне расположения бака горючего имеет форму усеченного конуса, переходящего в цилиндр, при этом поверхность центрального блока второй ступени имеет выемки, под конические поверхности боковых блоков первой ступени, причем конические поверхности боковых блоков первой ступени расположены с зазором относительно упомянутых выемок.
Анализ возможности технической реализации известного технического решения показал, что перечисленные выше признаки конструкции ракеты-носителя обеспечивают снижение затрат на модернизацию существующих стартовых сооружений космодромов «Байконур» и «Плесецк».
Однако реализация выемок на баках горючего и окислителя приводит к необходимости изготовления баков центрального блока сложной конфигурации с применением трудоемких технологий, обеспечивающих необходимую массу конструкции ракеты-носителя и требуемую чистоту баков центрального блока для компонентов ракетного топлива.
Известна ракета-носитель (см. патент RU №2331550), содержащая пакет из двух ступеней в составе центрального блока второй ступени и четырех боковых блоков первой ступени, установленных в плоскостях стабилизации ракеты-носителя под углом к продольной оси блока второй ступени, а также последовательно расположенные блок третьей ступени и полезный груз, при этом блоки включают в себя баки компонентов топлива (окислителя и горючего), маршевые жидкостные ракетные двигатели с качающимися (поворотными) камерами сгорания, установленные на каждом блоке, силовые узлы с шаровыми опорами в верхней части блока первой ступени, верхний силовой пояс на блоке второй ступени, силовое кольцо с фиксирующим кронштейном на блоке второй ступени и кронштейнами для крепления нижних силовых связей (тяг) на хвостовом отсеке центрального блока, отличающаяся тем, что отношение объема баков компонентов топлива центрального блока второй ступени к объему баков компонентов топлива блоков первой ступени составляет 0,79-0,86, при этом нижняя часть бака горючего центрального блока имеет форму усеченного конуса с днищем в виде шарового сегмента с коническим переходником, к шпангоуту которого крепится маршевый ЖРД, а расходная магистраль горючего выполнена с выходом из бака на боковую поверхность усеченного конуса с организацией заборного устройства в нижней части шарового сегмента, а на боковых блоках первой ступени на нижнем шпангоуте бака горючего закреплен маршевый ЖРД, при этом кронштейны крепления нижних силовых связей блоков первой ступени и фиксирующий кронштейн расположены на оболочке бака горючего, а на внутренней поверхности оболочки выполнен шпангоут, при этом выходы расходной магистрали окислителя из тоннельной трубы и расходной магистрали горючего из бака смещены от оси блока на расстояния, определяемые положением фланцев входа окислителя и горючего в двигатель, при этом заборное устройство в баке горючего первой ступени выполнено по оси блока.
Однако применение на боковых и центральном блоках ракеты-носителя двухкомпонентных жидкостных ракетных двигателей с новой системой наддува топливных баков, позволяющих исключить из состава блоков торовые баки азота и пероксида водорода и использовать освободившееся от торовых баков пространство для размещения дополнительного запаса топлива, приводит к значительным финансовым затратам на создание ракеты-носителя и изменение конструкции стартовых сооружений наземной инфраструктуры космодромов «Плесецк» и «Байконур».
Известна ракета-носитель (см. патент RU №2149125) - прототип:
1. Ракета-носитель, содержащая пакет из двух ступеней в виде центрального блока второй ступени и четырех боковых блоков первой ступени, установленных в плоскостях стабилизации ракеты-носителя под углом к оси блока второй ступени, а также последовательно расположенные третью ступень и полезный груз, при этом блоки включают в себя баки компонентов топлива, маршевые и рулевые жидкостные ракетные двигатели, установленные на каждом блоке, силовые узлы с шаровыми опорами в верхней части блоков первой ступени, верхний силовой пояс на блоке второй ступени и силовые связи хвостовой части пакета, причем нижняя часть блока второй ступени выполнена цилиндрической диаметром, меньшим диаметра верхнего силового пояса, а переходная часть блока второй ступени от верхнего силового пояса к нижней части имеет коническую форму, отличающаяся тем, что отношение объема баков компонентов топлива блока второй ступени к объему баков компонентов топлива блоков первой ступени составляет 0,895-0,989, при этом верхний силовой пояс и расположенная выше него часть блока второй ступени выполнены цилиндрической формы с отношением их диаметра к диаметру указанной нижней цилиндрической части в пределах 1,273-1,371.
2. Ракета-носитель по п.1, отличающаяся тем, что силовые связи хвостовой части пакета выполнены в виде четырех силовых узлов, равномерно размещенных на блоке второй ступени между блоками первой ступени, и двух тяг из каждого силового узла к рядом расположенным блокам первой ступени.
Основным недостатком известного технического решения является то, что из-за большой стартовой массы и габаритов оно не может быть использовано на ракетах-носителях для запусков полезных грузов с существующих стартовых устройств с сохранением основной наземной инфраструктуры и наработанной надежности первой ступени ракет-носителей типа «Союз» без значительных затратных изменений конструкций ракеты-носителя, несущих стрел, ферм и площадок обслуживания стартовой системы, агрегатов для транспортирования и установки РН в стартовое сооружение, и без выбора и согласования новых районов падения головных обтекателей.
Задачей разработанного технического решения является уменьшение стартовой массы и габаритов ракеты-носителя с достижением при этом энергетических возможностей ракеты-носителя, по сравнению с известным техническим решением, достаточных для выведения на околоземные орбиты полезного груза массой до 11000 кг, при внешних обводах блоков ракеты-носителя, обеспечивающих возможность использования основной наземной инфраструктуры ракет-носителей типа «Союз» для сокращения затрат на разработку, изготовление и отработку ракеты-носителя и наземных составных частей (стартовый комплекс, агрегаты для транспортирования и установки РН в стартовое сооружение и др.) комплекса ракеты-носителя, на выбор и согласование новых районов падения головных обтекателей.
Решение поставленной задачи достигается тем, что:
1. Компоновка многоступенчатой ракеты-носителя, содержащая пакет разделяемых ракетных блоков в виде центрального блока первой и второй ступеней, четырех боковых блоков первой ступени, расположенных под углом к продольной оси центрального блока, ферму, отражатель, а также последовательно расположенные пирозамки отделения центрального блока первой и второй ступени, блок третьей ступени со створками хвостового отсека, с донной защитой хвостового отсека, с баллонами гелиевой системы наддува баков, расположенными в баке окислителя блока третьей ступени, и головной обтекатель, при этом блоки содержат приборы системы управления, баки горючего и окислителя, маршевые двигатели с камерами сгорания, соплами и агрегатами, установленными на рамах, рулевые жидкостные ракетные двигатели, силовые узлы с шаровыми опорами в верхней части боковых блоков первой ступени, верхний и нижний силовые пояса на центральном блоке первой и второй ступени и нижние силовые узлы хвостовой части пакета, причем нижняя часть центрального блока первой и второй ступени выполнена цилиндрической диаметром, меньшим диаметра верхнего силового пояса, а переходная часть центрального блока первой и второй ступени от верхнего силового пояса к нижней части имеет коническую форму, отличается тем, что в верхних частях баков горючего и баков окислителя боковых блоков первой ступени в плоскостях стабилизации ракеты-носителя, на поверхностях, обращенных к центральному блоку первой и второй ступеней, установлены реактивные сопла; при этом каждое реактивное сопло бака горючего снабжено дренажным клапаном, взаимодействующим с внутренней полостью бака горючего бокового блока, а каждое реактивное сопло бака окислителя бокового блока взаимодействует с внутренней полостью бака окислителя бокового блока, снабженного шарнирно закрепленными на корпусе бака окислителя подвижной крышкой и удерживающим ее в исходном состоянии пирозамком крышки, причем площади критических сечений реактивных сопел бака горючего меньше площадей критических сечений реактивных сопел бака окислителя, а в хвостовом отсеке блока третьей ступени на раме маршевого двигателя блока третьей ступени неподвижно закреплены опоры, шарнирно взаимодействующие с камерами сгорания, каждая из которых подвижна в одной плоскости, параллельной плоскости стабилизации ракеты-носителя с возможностью вращения в тангенциальном направлении вокруг оси неподвижной опоры, на раме маршевого двигателя блока третьей ступени также неподвижно закреплены пирофиксаторы, каждый из которых взаимодействует своим штоком с подвижной камерой сгорания до момента гарантированного выхода сопел маршевого двигателя блока третьей ступени из фермы центрального блока первой и второй ступени, при этом в радиальной плоскости каждого сопла маршевого двигателя блока третьей ступени имеется зазор между внешним диаметром сопел и внутренним диаметром фермы, определяемый по зависимости Δ≥h·tgα, где h - величина заглубления плоскости среза сопел маршевого двигателя блока третьей ступени от плоскости стыка фермы центрального блока первой и второй ступени с хвостовым отсеком блока третьей ступени; α - гарантированный угол безударного выхода сопел из фермы, при этом теплозащитный экран донной защиты хвостового отсека блока третьей ступени выполнен из внешней отделяемой кольцевой части и внутренней круговой части, которая закреплена на раме маршевого двигателя блока третьей ступени и по своему внешнему контуру взаимодействует с подпружиненными в направлении по продольной оси блока третьей ступени упругими пластинами, закрепленными на сегментах внешней отделяемой кольцевой части теплозащитного экрана, жестко соединенных с разделяемыми створками хвостового отсека, а своим внутренним контуром со сферическими кольцами сопел подвижных камер сгорания маршевого двигателя блока третьей ступени круглыми отверстиями, каждое из которых выполнено в теплозащитном экране с зазором относительно сферической поверхности кольца сопла, а на внутренней части фермы центрального блока первой и второй ступеней на ее стержнях закреплены отражательные щитки и нанесено теплозащитное покрытие, а снаружи фермы закреплен кольцевой коробчатый кожух для крепления в его внутренней полости бортовых кабелей питания пирозамков отделения центрального блока первой и второй ступеней, а на сферическом днище внутри бака окислителя блока третьей ступени симметрично продольной оси жестко закреплены баллоны гелиевой системы наддува баков, внутренние полости которых снаружи бака окислителя блока третьей ступени соединены коллектором гелиевой системы наддува баков с агрегатами маршевого двигателя блока третьей ступени, при этом отношение удельного импульса тяги двигателя блока третьей ступени к удельному импульсу тяги в пустоте двигателей центрального блока первой и второй ступеней и к удельному импульсу тяги в пустоте двигателей бокового блока первой ступени в пределах от 1,11 до 1,14, отношение пассивной массы конструкций блока третьей ступени и центрального блока первой и второй ступеней в пределах от 0,42 до 0,45, а отношение полных объемов баков горючего и окислителя блока третьей ступени и центрального блока первой и второй ступени в пределах от 0,24 до 0,28, двигатели бокового блока и центрального блока первой и второй ступеней выполнены с соотношением удельных импульсов тяги в пустоте более 1,0 при соотношении полных объемов баков горючего и окислителя боковых блоков и центрального блока первой и второй ступеней в пределах от 1,72 до 1,75.
2. Компоновка по п.1, отличающаяся тем, что маршевые двигатели боковых блоков первой ступени установлены под углом к продольным осям боковых блоков первой ступени так, что продольные оси маршевых двигателей боковых блоков первой ступени параллельны продольной оси центрального блока первой и второй ступеней.
Техническое решение поясняется чертежами на примере вновь создаваемых ракет космического назначения ракетно-космических комплексов, использующих для выведения полезных грузов трехступенчатые ракеты носители.
Фиг.1 - компоновка многоступенчатой ракеты-носителя;
фиг.2 - вид А с фиг.1;
фиг.3 - сеч. Б-Б с фиг.1;
фиг.4 - узел Р с фиг.3;
фиг.5 - вид Д с фиг.4;
фиг.6 - узел В с фиг.1;
фиг.7 - узел Е с фиг.6;
фиг.8 - вид Ж с фиг.7;
фиг.9 - вид Л с фиг.8;
фиг.10 - вид И с фиг.7;
фиг.11 - вид К с фиг.7;
фиг.12 - вид М с фиг.11;
фиг.13 - сеч. Н-Н с фиг.12;
фиг.14 - узел П с фиг.7;
фиг.15 - узел Г с фиг.1;
фиг.16 - узел Т с фиг.15.
На чертежах представлены позиции:
1 - боковой блок первой ступени;
2 - центральный блок первой и второй ступеней;
3 - ферма;
4 - пирозамок отделения центрального блока;
5 - хвостовой отсек;
6 - блок третьей ступени;
7 - полезный груз;
8 - головной обтекатель;
9 - переходной отсек;
10 - створка;
11 - отражатель;
12 - маршевый двигатель блока третьей ступени;
13 - маршевый двигатель бокового блока;
14 - маршевый двигатель центрального блока;
15 - рама двигателя центрального блока;
16 - рама двигателя бокового блока;
17 - рулевой жидкостной ракетный двигатель;
18 - бак горючего бокового блока;
19 - бак окислителя бокового блока;
20 - реактивное сопло бака горючего;
21 - реактивное сопло бака окислителя;
22 - дренажный клапан;
23 - подвижная крышка;
24 - пирозамок крышки;
25 - бак окислителя центрального блока;
26 - бак горючего центрального блока;
27 - силовой узел с шаровой опорой;
28 - верхний силовой пояс;
29 - нижний силовой пояс;
30 - хвостовая часть;
31 - нижний силовой узел;
32 - бак горючего блока третьей ступени;
33 - бак окислителя блока третьей ступени;
34 - межбаковый отсек блока третьей ступени;
35 - прибор системы управления;
36 - бортовой кабель;
37 - донная защита хвостового отсека;
38 - рама маршевого двигателя блока третьей ступени;
39 - агрегат маршевого двигателя блока третьей ступени;
40 - опора неподвижная;
41 - рулевая машина;
42 - шток рулевой машины;
43 - подвижная камера сгорания;
44 - сопло;
45 - пирофиксатор;
46 - шток пирофиксатора;
47 - теплозащитный экран;
48 - внутренняя круговая часть;
49 - внешняя отделяемая кольцевая часть;
50 - сферическое кольцо сопла;
51 - круглое отверстие;
52 - сегмент внешней отделяемой кольцевой части;
53 - створка хвостового отсека;
54 - упругая пластина;
55 - полость внешней кольцевой части;
56 - узел крепления створок;
57 - отражательный щиток;
58 - теплозащитное покрытие;
59 - кольцевой коробчатый кожух;
60 - сферическое днище бака окислителя блока третьей ступени;
61 - баллон гелиевой системы наддува баков;
62 - коллектор гелиевой системы наддува баков.
Разработанная компоновка многоступенчатой ракеты-носителя (см. фиг.1, 2, 3) содержит пакет разделяемых ракетных блоков в виде четырех боковых блоков первой ступени 1, закрепленных в плоскостях стабилизации ракеты-носителя на центральном блоке первой и второй ступеней 2.
Боковые блоки первой ступени 1 (см. фиг.1, 15) установлены под углом 3°30' к продольной оси центрального блока первой и второй ступени 2, так что угол между продольными осями при вершинах боковых блоков первой ступени 1 в каждой плоскости стабилизации ракеты-носителя составляет 7°.
Ферма 3 (см. фиг.1, 6, 7, 11, 12, 13, 14) соединяет пирозамками отделения центрального блока 4 центральный блок первой и второй ступеней 2 с хвостовым отсеком 5 блока третьей ступени 6.
Последовательно расположенный блок третьей ступени 6 выводит полезный груз 7 на заданную орбиту.
Полезный груз 7 (см. фиг.1) размещен под головным обтекателем 8, закрепленным через переходной отсек 9 на блоке третьей ступени 6.
Головной обтекатель 8 состоит из створок 10, соединенных между собой многозвенными рычажными замками, открытие которых осуществляется тягами под действием усилия толкателей (замки, тяги и толкатели на чертежах не показаны).
Отражатель 11 (см. фиг.1, 6, 11, 12) защищает конструкцию центрального блока первой и второй ступеней 2 от воздействия струй маршевого двигателя блока третьей ступени 12 при его запуске и формирует направленное газодинамическое воздействие отраженного потока струй на хвостовой отсек 5 и ферму 3, необходимое для отделения центрального блока первой и второй ступеней 2 от блока третьей ступени 6.
Маршевые двигатели боковых блоков 13 (см. фиг.2, 15) установлены под углом 3°30' к продольным осям боковых блоков, так что продольные оси маршевых двигателей боковых блоков 13 параллельны продольной оси центрального блока первой и второй ступеней 2, что исключает появление боковых возмущающих сил при различной тяге маршевых двигателей боковых блоков 13 и увеличивает энергетические возможности ракеты-носителя.
Маршевые двигатели боковых блоков 13, маршевый двигатель центрального блока 14, (см. фиг.1, 2, 15) закрепленные на рамах двигателей боковых блоков 16 и на раме двигателя центрального блока 15 соответственно (см. фиг.1, 2, 15), создают повышенную удельную тягу за счет улучшения процесса горения компонентов топлива в их камерах сгорания, оснащенных центробежными однокомпонентными форсунками (на чертежах не показаны) с модернизированными смесительными головками, и обеспечивают совместно с рулевыми жидкостными ракетными двигателями 17 движение ракеты-носителя на участке работы блоков первой и второй ступеней.
Маршевый двигатель центрального блока 14 и рулевые жидкостные ракетные двигатели 17 также обеспечивают движение ракеты-носителя на второй ступени работы центрального блока первой и второй ступеней 2.
Маршевый двигатель боковых блоков 13 и рулевые жидкостные ракетные двигатели 17 бокового блока первой ступени 1, маршевый двигатель центрального блока 14 и рулевые жидкостные ракетные двигатели 17 центрального блока первой и второй ступени 2 выполнены с соотношением удельных импульсов тяги в пустоте более 1,0, что позволило улучшить энергетические характеристики первой ступени ракеты-носителя.
В баке горючего бокового блока 18 и баке окислителя бокового блока 19 (см. фиг.15) размещены компоненты топлива для работы маршевого двигателя бокового блока 13 и рулевых жидкостных ракетных двигателей 17 бокового блока первой ступени 1.
3
3
Полный объем бака горючего бокового блока 18 составляет 13990±100 дм, полезный объем 13640±100 дм.
3
3
Полный объем бака окислителя бокового блока 19 составляет 25200±100 дм, полезный объем 24820±100 дм.
В верхних частях баков горючего 18 и баков окислителя боковых блоков 19 (см. фиг.15) первой ступени в плоскостях стабилизации ракеты носителя, на поверхностях, обращенных к центральному блоку первой и второй ступеней 2, установлены реактивные сопла баков горючего 20 и реактивные сопла баков окислителя 21 (см. фиг.15, 16).
Каждое реактивное сопло бака горючего 20 снабжено дренажным клапаном 22, взаимодействующим с внутренней полостью бака горючего бокового блока 18.
Каждое реактивное сопло бака окислителя 21 бокового блока первой ступени 1 взаимодействует с внутренней полостью бака окислителя бокового блока 19, снабженного шарнирно закрепленными на корпусе бака окислителя подвижной крышкой 23 и удерживающим ее в исходном состоянии пирозамком крышки 24.
1
2
Реактивные сопла баков горючего 20 установлены под углом α=(45±1)° к продольным осям боковых блоков первой ступени 1, а реактивные сопла баков окислителя 21 - под углом α, обеспечивающим направление действия тяги сопла к продольной оси бокового блока первой ступени в пределах от 60 до 80° (см. фиг.15, 16).
Площади критических сечений реактивных сопел баков горючего 20 меньше площадей критических сечений реактивных сопел баков окислителя 21 в 1,785 раза.
Давления газов наддува в баках горючего боковых блоков 18 меньше давлений в баках окислителя боковых блоков 19 в 1,12 раза.
В баке окислителя центрального блока 25 и в баке горючего центрального блока 26 (см. фиг.1, 15) размещены компоненты топлива для работы маршевого двигателя центрального блока 14 и рулевых жидкостных ракетных двигателей 17 центрального блока первой и второй ступеней 2.
3
3
Полный объем бака окислителя центрального блока 25 составляет 57950±150 дм, полезный объем 56760±100 дм.
3
3
Полный объем бака горючего центрального блока 26 составляет 32350±100 дм, полезный объем 31965±100 дм.
Соотношение полных объемов баков окислителя и горючего боковых блоков первой ступени 18, 19 и баков окислителя и горючего центрального блока первой и второй ступеней 25, 26 в пределах от 1,72 до 1,75, что обеспечивает оптимальное соотношение расхода окислителя и горючего по блокам и ступеням.
При этом прирост массы выводимого полезного груза составляет 200-480 кг.
Силовые узлы с шаровыми опорами 27 (см. фиг.1, 15) боковых блоков первой ступени 1 передают осевые усилия тяг маршевых двигателей боковых блоков 13 через шаровые опоры на верхний силовой пояс 28 центрального блока первой и второй ступеней 2.
Силовые узлы с шаровыми опорами 27 также служат для крепления ракеты космического назначения на несущих стрелах стартовой системы.
Верхний силовой пояс 28 воспринимает усилия тяги маршевых двигателей боковых блоков 13 и рулевых жидкостных ракетных двигателей 17 боковых блоков первой ступени 1.
Нижний силовой пояс 29 (см. фиг.1, 3, 4, 5) хвостовой части 30 центрального блока первой и второй ступеней 2 воспринимает поперечные нагрузки через нижние силовые узлы 31.
Бак горючего блока третьей ступени 32 и бак окислителя блока третьей ступени 33 содержат компоненты топлива для маршевого двигателя блока третьей ступени 12 (см. фиг.1, 6).
3
3
Полный объем бака горючего блока третьей ступени 32 составляет 9050±50 дм, полезный объем 7700±50 дм.
3
3
Полный объем бака окислителя блока третьей ступени 33 составляет 15290±100 дм, полезный объем 14820±100 дм.
Соотношение полных объемов баков горючего и окислителя блока третьей ступени 32, 33 и баков окислителя и горючего 25, 26 центрального блока первой и второй ступеней 2 в пределах от 0,24 до 0,28, что обеспечивает оптимальное соотношение расхода окислителя и горючего по блокам и ступеням.
На корпусе межбакового отсека блока третьей ступени 34 закреплены приборы системы управления 35 ракеты-носителя.
Бортовые кабели 36 закреплены на боковых блоках первой ступени 1, центральном блоке первой и второй ступеней 2 и блоке третьей ступени 6 (см. фиг.5, 11, 12, 14).
В хвостовом отсеке 5 (см. фиг.1, 6, 12, 14) блока третьей ступени 6 закреплена донная защита хвостового отсека 37 (см. фиг.6, 7, 10), на раме маршевого двигателя блока третьей ступени 38 (см. фиг.7) закреплены агрегаты маршевого двигателя блока третьей ступени 39 (теплообменник, турбонасосный агрегат и др.).
В хвостовом отсеке 5 блока третьей ступени 6 на раме маршевого двигателя блока третьей ступени 38 в плоскости, перпендикулярной продольной оси ракеты-носителя, закреплены опоры неподвижные 40 (см. фиг.7, 8, 9), к которым шарнирно присоединены рулевые машины 41, взаимодействующие с помощью штоков рулевых машин 42 с подвижными камерами сгорания 43, каждая из которых вращается в одной плоскости, параллельной одной из плоскостей стабилизации блока третьей ступени 6.
Плоскость среза сопел 44 маршевого двигателя блока третьей ступени 12 заглублена (см. фиг.7) относительно плоскости стыка фермы 3 центрального блока первой и второй ступеней 2 с хвостовым отсеком 5 на величину h, обусловленную необходимостью получения требуемого газодинамического воздействия истекающих из сопел 44 маршевого двигателя блока третьей ступени 12 продуктов сгорания на центральный блок первой и второй ступеней 2, обеспечивающих «горячее» разделение центрального блока первой и второй ступеней 2 и блока третьей ступени 6.
Кроме этого необходимо обеспечить фиксацию и расфиксацию нулевого положения подвижных камер сгорания 43 маршевого двигателя блока третьей ступени 12 при его работе в составе ракеты-носителя.
Расфиксация подвижных камер сгорания 43 маршевого двигателя блока третьей ступени 12 производится по истечении времени t прохождения плоскости среза сопел 44 до плоскости стыка центрального блока первой и второй ступеней 2 и хвостового отсека 5 блока третьей ступени 6, для чего на раме маршевого двигателя блока третьей ступени 38 (см. фиг.8) неподвижно закреплены пирофиксаторы 45, взаимодействующие своими штоками 46 с подвижными камерами сгорания 43, до гарантированного выхода с зазором Δ сопел 44 маршевого двигателя блока третьей ступени 12 из фермы 3.
Для улучшения конструктивного совершенства ракеты-носителя теплозащитный экран 47 донной защиты хвостового отсека 37 (см. фиг.6, 7, 10, 14) блока третьей ступени 6 выполнен из внутренней круговой части 48 и внешней отделяемой кольцевой части 49.
Внутренняя круговая часть 48 заглублена от плоскости стыка хвостового отсека 5 с фермой 3 центрального блока первой и второй ступеней 2 до агрегатов маршевого двигателя блока третьей ступени 39 и закреплена на раме маршевого двигателя блока третьей ступени 38 и взаимодействует своим внутренним контуром со сферическими кольцами сопел 50 подвижных камер сгорания 43 маршевого двигателя блока третьей ступени 12 круглыми отверстиями 51, каждое из которых выполнено во внутренней круговой части 48 теплозащитного экрана 47 с зазором δ (см. фиг.7, 9, 10) относительно сферической поверхности кольца сопла 50.
Щелевой зазор δ обеспечивает свободное перемещение сферических колец сопел 50, выполненных по радиусу из оси качания на опоре неподвижной 40, относительно внутренней круговой части 48 теплозащитного экрана 47.
При диаметре круглых отверстий 51 внутренней круговой части 48 (см. фиг.9, 10) меньше большого диаметра среза сферических колец сопел 50 в расширяющемся зазоре δ между сферическими кольцами сопел 50 и внутренней круговой частью 48 теплозащитного экрана 47 донной защиты хвостового отсека 37 происходит изменение давления и направления движения газов от работающего маршевого двигателя блока третьей ступени 12, тем самым обеспечивается защита агрегатов маршевого двигателя блока третьей ступени 39 и хвостового отсека 5 от воздействия истекающих из сопел 44 продуктов сгорания компонентов топлива маршевого двигателя блока третьей ступени 12.
Внешняя отделяемая кольцевая часть 49 (см. фиг.10, 14) выполнена в виде отдельных сегментов внешней отделяемой кольцевой части 52 теплозащитного экрана 47, закрепленных на соответствующих разделяемых створках хвостового отсека 53 своей боковой конической поверхностью и взаимодействующих с внутренней круговой частью 48 по ее внешнему контуру своей эластичной теплозащитной торцевой поверхностью, подпружиненной закрепленными на сегментах внешней отделяемой кольцевой части 52 теплозащитного экрана 47 упругими пластинами 54 в направлении по продольной оси хвостового отсека 5.
Боковые поверхности образуют с внутренней поверхностью хвостового отсека 5 полость внешней кольцевой части 55 для размещения узлов крепления створок 56 друг к другу по их продольным стыкам (см. фиг.7, 10, 14) и защищают их от воздействия истекающих из сопел 44 продуктов сгорания компонентов топлива, внутренний диаметр торцевой поверхности внешней отделяемой кольцевой части 49 выполнен больше диаметра окружности по внешнему контуру сопел 44 для обеспечения гарантированного безударного отделения створок хвостового отсека 53.
На начальном участке движения разделяемых створок хвостового отсека 53 на него действует дополнительное усилие от подпружиненной упругими пластинами 54 по своему внешнему контуру внешней отделяемой кольцевой части 49, способствующее улучшению процесса отделения створок хвостового отсека 53 с внешней отделяемой кольцевой частью 49 от блока третьей ступени 6.
Масса отделяемых створок хвостового отсека 53 и сегментов внешней кольцевой части 52 от блока третьей ступени 6 не менее 430 кг, что повышает энергетические возможности ракеты-носителя на третьей ступени полета.
С целью обеспечения надежного отделения блока третьей ступени 6 от центрального блока первой и второй ступеней 2 путем повышения несущей способности фермы 3 и защиты бортовых кабелей 36 от газодинамического и температурного воздействия истекающих из сопел 44 продуктов сгорания подвижных камер сгорания 43 маршевого двигателя блока третьей ступени 12 на внутренней части фермы 3 (см. фиг.11, 12, 13, 14) центрального блока первой и второй ступеней 2 на ее стержнях закреплены отражательные щитки 57 и нанесено теплозащитное покрытие 58, и снаружи закреплен кольцевой коробчатый кожух 59 для крепления в его внутренней полости бортовых кабелей 36 к пирозамкам отделения центрального блока 4.
С целью улучшения конструктивного совершенства ракеты-носителя на сферическом днище бака окислителя блока третьей ступени 60 (см. фиг.7) внутри бака окислителя блока третьей ступени 33 симметрично продольной оси жестко закреплены сферические баллоны гелиевой системы наддува баков 61, внутренние полости которых соединены снаружи бака окислителя блока третьей ступени 33 коллектором гелиевой системы наддува баков 62 с агрегатами (теплообменником) маршевого двигателя блока третьей ступени 39.
Это позволяет уменьшить пассивную массу блока третьей ступени 6 путем сокращения длин трубопроводов гелиевой системы наддува баков от сферических баллонов гелиевой системы наддува баков 61 до агрегатов маршевого двигателя блока третьей ступени 39, размещенных на раме маршевого двигателя блока третьей ступени 38, и симметричного расположения баллонов гелиевой системы наддува баков 61 для улучшения демпфирования колебаний топлива и равномерного силового нагружения сферического днища бака окислителя блока третьей ступени 60 без использования при этом внутри бака окислителя блока третьей ступени 33 в гелиевой системе наддува баков промежуточных пневмогермопереходников и деталей крепления, снижающих чистоту, надежность и безопасность конструкции.
Соотношение пассивной массы конструкций блока третьей ступени 6 и центрального блока первой и второй ступеней 2 в пределах от 0,42 до 0,45.
Маршевый двигатель блока третьей ступени 12 представляет собой жидкостной четырехкамерный ракетный двигатель с тягой в пустоте 30 тс, выполненный по схеме с дожиганием окислительного газогенераторного газа в камерах в отличие от двигателя прототипа, выполненного по открытой схеме с рулевыми соплами, работающими на восстановительном газогенераторном газе, поступающем в них после турбины турбонасосного агрегата, и вследствие этого, обладающего более низкими удельными энергетическими характеристиками.
Для управления ракетой-носителем по плоскостям стабилизации (тангажу, рысканию, крену) подвижные камеры сгорания 43 маршевого двигателя блока третьей ступени 12 имеют возможность поворота (качания) в подвеске (подшипниках опор неподвижных 40, закрепленных на раме маршевого двигателя блока третьей ступени 38).
Для управления вектором тяги маршевого двигателя блока третьей ступени 12 подвижные камеры сгорания 43 качаются в подвеске при помощи рулевых машин 41. Горючее на рулевые машины 41 отбирается из агрегатов маршевого двигателя блока третьей ступени 39 и возвращается в двигатель для дожигания окислительного газогенераторного газа в подвижных камерах сгорания 43.
Маршевый двигатель блока третьей ступени 12 обеспечивает поворот камер сгорания 12 в одной плоскости в тангенциальном направлении вокруг оси, перпендикулярной оси маршевого двигателя блока третьей ступени 12, на определенный угол.
Увеличение времени работы двигателя на основном режиме с номинальным удельным импульсом тяги в пустоте позволяет увеличить массу полезного груза, выводимого ракетой космического назначения.
Такое построение двигателя замкнутой схемы с подвижными камерами сгорания 43 позволяет при сохранении параметров по управляемости и устойчивости ракеты-носителя существенно повысить энергетические характеристики маршевого двигателя блока третьей ступени 12 и ракеты-носителя в целом.
Отношение удельного импульса тяги двигателя блока третьей ступени 12 к удельному импульсу тяги в пустоте маршевых и рулевых жидкостных ракетных двигателей центрального блока 14, 17 первой и второй ступеней и к удельному импульсу тяги в пустоте маршевых и рулевых жидкостных ракетных двигателей бокового блока 13, 17 первой ступени в пределах от 1,11 до 1,14.
С учетом существующих ограничений на дальности падения отделяющихся частей ракет-носителей в отведенные районы, расположенные вдоль трассы полета ракет-носителей масса полезного груза 7, выводимого на низкие орбиты ракетой-носителем предлагаемой компоновки, составляет от 4500 до 11000 кг.
В сравнении с прототипом улучшение конструктивного и энергетического совершенства ракеты-носителя достигнуто без увеличения диаметра центрального блока первой и второй ступеней 2 и массы заправляемых в его баки окислителя и горючего 25, 26 компонентов топлива, за счет обеспечения компоновкой ракеты-носителя применения на боковых и центральном блоках первой и второй ступеней 1, 2, а также на блоке третьей ступени 6 маршевых двигателей 13, 14, 12 с увеличенными удельными тягами при оптимальных соотношениях удельных тяг и масс (объемов) компонентов топлива по ступеням и пассивных масс блока третьей ступени 6 и центрального блока первой и второй ступеней 2.
Энергетические возможности ракеты-носителя также улучшаются путем применения соответствующей схемы полета ракеты-носителя, допускающей своевременное выключение маршевых двигателей боковых блоков 13 и рулевых жидкостных ракетных двигателей 17 боковых блоков первой ступени 1 для их безударного отделения при воздействии на них изменяющегося от запуска к запуску в зависимости от условий запуска и полета максимально допустимого аэродинамического скоростного напора.
Функционирует ракета-носитель в следующей последовательности.
В исходном положении заправленная ракета-носитель вывешена в вертикальном положении в стартовой системе на силовых узлах с шаровыми опорами 27.
Работа ракеты-носителя начинается с запуска маршевых двигателей боковых блоков 13, маршевого двигателя центрального блока 14 и рулевых жидкостных ракетных двигателей 17 боковых блоков первой ступени 1 и центрального блока первой и второй ступеней 2.
При достижении суммарной тяги маршевых двигателей, равной массе ракеты-носителя, начинается подъем ракеты, шаровые опоры силовых узлов 27 выходят из зацепления с несущими стрелами стартовой системы, которые балансирами отводятся от ракеты-носителя.
В конце работы первой ступени ракеты-носителя выключаются и переводятся в нулевое положение рулевые жидкостные ракетные двигатели 17 боковых блоков 1.
Через заданный промежуток времени (0,31±0,04 с) производится разрыв нижних силовых узлов 31, после чего боковые блоки первой ступени 1 под действием нормальной составляющей силы тяги маршевых двигателей боковых блоков 13 к их продольным осям начинают поворачиваться относительно силовых узлов с шаровыми опорами 27.
Затем, с временной задержкой после разрыва нижних силовых узлов 31, выбираемой из диапазона от 0,1 до 0,3 с, выключаются маршевые двигатели боковых блоков 13, срабатывают дренажные клапаны 22 и открываются реактивные сопла баков горючего 20.
После срабатывания пирозамков крышек 24 освобождаются и отбрасываются под действием давления газов наддува баков окислителя боковых блоков 19 подвижные крышки 23, открывая реактивные сопла баков окислителя 21.
Под действием моментов сил тяги последействия маршевых двигателей боковых блоков 13 боковые блоки первой ступени 1 продолжают вращаться и после поворота их на заданный угол (45°) силовые узлы с шаровыми опорами 27 выходят из опорных кронштейнов верхнего силового пояса 28 центрального блока первой и второй ступеней 2.
При спаде тяги маршевого двигателя боковых блоков 13 боковой блок первой ступени 1 начинает отставать от центрального блока первой и второй ступеней 2, скользя шаровыми опорами по направляющим поверхностям верхнего силового пояса 28.
Под действием реактивных сил, возникающих при истечении газов наддува баков горючего и баков окислителя боковых блоков 18, 19 через реактивные сопла баков горючего 20 и реактивные сопла баков окислителя 21, боковые блоки первой ступени 1 отводятся от центрального блока первой и второй ступеней 2 с одновременным вращением относительно собственных центров масс.
Расчеты динамики отделения показали, что выбранные угловые параметры установки боковых блоков первой ступени 1, маршевых двигателей боковых блоков 13, реактивных сопел баков горючего 20, реактивных сопел баков окислителя 21, временные интервалы между моментами срабатывания исполнительных элементов, управляющих процессами отделения, геометрические характеристики реактивных сопел баков горючего и окислителя 20, 21, параметры газов наддува баков горючего и баков окислителя боковых блоков 18, 19 выбраны правильно и обеспечивают надежное безударное отделение боковых блоков первой ступени 1 от центрального блока первой и второй ступеней 2.
Безударное разделение боковых блоков первой ступени 1 с центральным блоком первой и второй ступеней 2 возможно только до момента достижения ракетой-носителем на время разрыва силовых узлов с шаровыми опорами 27 максимальных для выбранных траекторий запуска ракеты-носителя аэродинамических скоростных напоров, при этом выбирается оптимальная временная в пределах от 0,1 до 0,3 с задержка выключения маршевых двигателей боковых блоков 13 по команде, формируемой приборами системы управления 35 ракеты-носителя, относительно момента разрыва нижних силовых узлов 31 с учетом фактически реализуемых значений входных параметров, влияющих на процесс отделения.
К входным параметрам, влияющим на процесс отделения, относятся: массовые, центровочные, инерционные характеристики блоков, аэродинамические силы, силы тяги двигателей, реактивные силы, возникающие при стравливании остаточного давления из баков компонентов топлива боковых блоков и другие параметры.
Реализация на ракете-носителе вышеуказанной временной задержки и установка реактивных сопел на баках боковых блоков позволяет повысить энергетические возможности ракеты-носителя на первой ступени полета по пологой энергетически выгодной траектории, отвечающей задачам запуска полезного груза с учетом условий пуска, районов падения отделяемых от ракеты-носителя блоков и других многочисленных факторов с максимально возможными для безударного разделения блоков скоростными аэродинамическими напорами.
Полет ракеты-носителя продолжается на маршевом двигателе центрального блока 14 до выработки компонентов топлива из бака окислителя центрального блока 25 и бака горючего центрального блока 26.
Перед выключением маршевого двигателя центрального блока 14 производится запуск маршевого двигателя блока третьей ступени 12.
После запуска маршевого двигателя блока третьей ступени 12 выключается маршевый двигатель центрального блока 14, раскрываются пирозамки отделения (крепления) центрального блока 4, установленные на ферме 3, и под воздействием струй из сопел 44 маршевого двигателя блока третьей ступени 12 на отражатель 11 центральный блок первой и второй ступеней 2 отбрасывается от блока третьей ступени 6, срабатывают по команде от приборов системы управления 35 пирофиксаторы 45, взаимодействующие своими штоками 46 с подвижными камерами сгорания 43 до момента гарантированного выхода сопел 44 из фермы 3.
В процессе отделения центральный блок первой и второй ступеней 2 и блок третьей ступени 6 движутся с относительной линейной скоростью V и угловыми скоростями Wцб и Wбтс относительно собственных поперечных осей, обусловленными возмущающими воздействиями на блоки сил разделения.
На момент времени t=h/V прохождения плоскости среза сопел 44 до плоскости стыка центрального блока первой и второй ступеней 2 и хвостового отсека 5 блока третьей ступени 6 блоки 2 и 6 повернутся друг относительно друга на угол α=(Wцб+Wбтс)·t.
Для обеспечения безударного разделения подвижные камеры сгорания 43 закреплены с обеспечением в радиальной плоскости каждого сопла 44 маршевого двигателя блока третьей ступени 12 зазора Δ (см. фиг.7) между внешним диаметром сопел 44 и внутренним диаметром фермы 3, определяемого по зависимости Δ≥h·tgα, где:
h - величина заглубления плоскости среза сопел 44 двигателя 12 от плоскости стыка фермы 3 центрального блока первой и второй ступеней 2 с хвостовым отсеком 5 блока третьей ступени 6;
α - гарантированный угол безударного выхода сопел 44 из фермы 3.
После отделения блока третьей ступени 6 от центрального блока первой и второй ступеней 2 производится отделение хвостового отсека 5 от блока третьей ступени 6.
Вместе со створками хвостового отсека 53 сбрасываются сегменты внешней отделяемой кольцевой части 52 теплозащитного экрана 47 донной защиты хвостового отсека 37, в результате чего уменьшается пассивная масса блока третьей ступени 6 и улучшается его конструктивное совершенство.
Полет ракеты-носителя продолжается при работе маршевого двигателя блока третьей ступени 12.
После выхода за пределы плотных слоев атмосферы на третьей или второй ступени полета ракеты-носителя сбрасываются створки 10 головного обтекателя 8.
Блок третьей ступени 6 с переходным отсеком 9 и полезным грузом 7 выводятся маршевым двигателем блока третьей ступени 12 на заданную орбиту, после чего маршевый двигатель блока третьей ступени 12 выключается, переходной отсек 9 с блоком третьей ступени 6 отделяются от полезного груза 7 для дальнейшего его функционирования.
Преимуществом по сравнению с прототипом является то, что внедрение данного разработанного технического решения позволяет уменьшить стартовую массу и габариты ракеты-носителя с достижением при этом энергетических возможностей, достаточных для выведения на околоземные орбиты полезного груза массой до 11000 кг, при внешних обводах блоков ракеты-носителя, обеспечивающих возможность использования основной наземной инфраструктуры ракет-носителей типа «Союз» (производственная, испытательная, эксплуатационная, включая стартовую), сокращающей затраты на разработку, изготовление и отработку ракеты-носителя и наземных составных частей (стартовый комплекс, агрегаты для транспортирования и установки РН в стартовое сооружение и др.) комплекса ракеты-носителя. выбор и согласование новых районов падения головных обтекателей.
При этом улучшается картина относительного движения разделяемых ступеней и элементов конструкции ракеты-носителя, повышается надежность разделения, сохраняется наработанная надежность первой и второй ступени ракет-носителей типа «Союз» и уменьшаются ограничения по допустимым скоростным напорам на ракету космического назначения.
Достигается это улучшением энергетического совершенства боковых блоков, центрального блока, блока первой ступени в целом, блока третьей ступени, конструктивного совершенства блока третьей ступени при оптимальном распределении масс и удельных импульсов тяги по ступеням ракеты-носителя с учетом ограничений на дальности падения отделяющихся частей и по допустимым скоростным напорам на ракету-носитель и на полезный груз.