Ракета-носитель

Изобретение относится к транспортным космическим системам. Предлагаемая ракета-носитель (РН) содержит пакет из двух ступеней в виде центрального блока второй ступени и четырех боковых блоков первой ступени конической конфигурации. Боковые блоки установлены в плоскостях стабилизации РН под углом к оси центрального блока. Последовательно с первой и второй ступенями расположены третья ступень и полезный груз. В блоках предусмотрены баки компонентов топлива, маршевые и рулевые жидкостные ракетные двигатели, а также силовые узлы с шаровыми опорами в верхней части боковых блоков первой ступени, верхний силовой пояс на центральном блоке второй ступени и силовые связи хвостовой части пакета. Центральный блок в зоне расположения бака окислителя выполнен цилиндрическим, а в зоне расположения бака горючего имеет форму усеченного конуса, переходящего в цилиндр. Поверхность центрального блока имеет выемки под боковые конические поверхности боковых блоков первой ступени, причем указанные боковые поверхности боковых блоков расположены с зазором относительно данных выемок. Техническим результатом изобретения является увеличение массы полезного груза при сохранении поперечного диаметра РН, определяемого расположением боковых блоков относительно продольной оси центрального блока, таким же, как и у существующих РН аналогичной схемы (типа Р-7А), и снижении ввиду этого затрат на доработку стартового комплекса. 5 ил.

 

Изобретение относится к космической технике и может в составе транспортных космических систем.

Известна ракета-носитель РН (см. патент RU №2149125), содержащая пакет из двух ступеней в виде центрального блока второй ступени и четырех боковых блоков ступени, установленных в плоскостях стабилизации ракеты-носителя под углом к оси блока второй ступени, а также последовательно расположенные третью ступень и полезный груз ПГ, при этом блоки включают в себя баки компонентов топлива маршевые и рулевые жидкостные ракетные двигатели ЖРД, 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 форму, причем отношение объема баков компонентов топлива 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. Недостатками известного технического решения является то, что для выведения полезной нагрузки большей массы необходимо увеличивать количество топлива на центральном блоке второй ступени, для чего были увеличены габариты и объемы топливных баков второй ступени относительно объемов баков первой ступени существующих РН типа Р-7А, что потребовало существенных доработок наземного пускового устройства стартового комплекса, а именно из-за увеличения диаметра по опорным кронштейнам боковых блоков, которыми ракета-носитель опирается на верхний силовой пояс стартовой системы, изменения диаметра расположения электрических и пневмогидравлических связей систем ракеты-носителя с наземными системами стартового комплекса, необходимо доработать отдельные агрегаты и системы стартового комплекса (транспортно-установочный агрегат, агрегат обслуживания и т.п.) и создать ряд новых агрегатов и систем, что требует больших материальных затрат.

Задачей предложенного технического решения является повышение массы полезного груза при сохранении диаметра расположения боковых блоков относительно продольной оси центрального блока таким же, как и на существующих РН типа Р-7А при минимальных затратах по доработкам наземного пускового устройства стартового комплекса.

Поставленная задача решается тем, что 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 утлом 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.

Изобретение поясняется чертежами:

фиг.1 - общий вид РН

фиг.2 - вид снизу на РН

фиг.3 - схема узла А

фиг.4 - общий вид центрального блока

фиг.5 - сечение Б-Б, В-В с фиг.4

Ракета-носитель содержит четыре боковых блока первой ступени 1, в плоскостях стабилизации РН на центральном блоке второй ступени 2, который в зоне расположения бака окислителя 3 выполнен цилиндрическим, а в зоне расположения бака горючего 4 имеет форму усеченного конуса, переходящего в цилиндр. Поверхность центрального блока второй ступени 2 имеет выемки 5 под конические поверхности 6, 7 боковых блоков, которые своей выпуклой стороной обращены к поверхности центрального блока второй ступени 2 и расположены с зазором 8 относительно выемок 5, глубина и радиус R которых изменяется в зависимости от положения их сечения по высоте блоков.

Последовательно расположенная третья ступень 9 довыводит ПГ 10 на заданную орбиту. В баках компонентов топлива 11,12 первой ступени 1 размещено топливо для работы маршевых ЖРД 13 и рулевых ЖРД 14, в баках компонентов топлива 3, 4 второй ступени 2 размещено топливо для работы маршевого ЖРД 15. Маршевые ЖРД 13 первой ступени 1 создают основную тягу на участке работы первой ступени 1, маршевый ЖРД 15 второй ступени 2 создает тягу на участке первой и второй ступеней 1, 2.

Первая ступень 1 содержит силовые узлы 16, которые передают тягу блоков первой ступени 1 через шаровые опоры 17 первой ступени на вторую ступень. Шаровые стартовые опоры 18 служат для крепления РН на несущих стрелах стартовой системы. Верхний силовой пояс 19 воспринимает усилия тяги блоков первой ступени 1 через опорные кронштейны 20.

Силовые связи хвостовой части 21 воспринимают поперечные нагрузки через силовые узлы хвостовой части 22 и фиксирующие кронштейны 23 нижнего силового пояса 24. Головной обтекатель 25 защищает ПГ 10 от воздействия набегающего потока на атмосферном участке полета. ЖРД 26 блока третьей ступени 9 обеспечивает тягу и управление РН. Ферма 27 соединяет вторую и третью ступени 2,9 РН. Отражатель 28 защищает конструкцию второй ступени 2 от воздействия струй ЖРД 26 при его запуске.

Функционирование РН осуществляется в следующей последовательности. В исходном положении заправленная РН вывешена в вертикальном положении в стартовой системе на шаровых стартовых опорах 18. Работа РН с запуска ЖРД 13, 14, 15 на первой и второй ступенях 1, 2. По достижению тяги ЖРД, равной весу РН, начинается подъем ракеты, шаровые опоры 18 выходят из зацепления с несущими стрелами стартовой системы, которые балансирами отводятся от PH. Перед окончанием компонентов топлива в баках 11, 12 блоков первой ступени 1 выключаются рулевые ЖРД 14, разрываются силовые тяги силовых связей 21 хвостовой части подрывом пиропатронов в местах их крепления к силовым узлам 22 хвостовой части. Под действием тяги ЖРД 13 идет разворот блоков первой ступени 1 вокруг шаровых опор 18, при достижении расчетного узла разворота блоков ЖРД 13 выключаются, под действием силы тяжести блоков 1 шаровые опоры 18 выводят из зацепления с опорными кронштейнами 20.

Отвод блоков первой ступени 1 от PH обеспечивается реактивной силой, возникающей при стравливании остаточного давления из баков компонентов топлива этих блоков. Полет PH продолжается на ЖРД 15 до выработки компонентов топлива из баков 3,4 центрального блока второй ступени. Перед выключением ЖРД 15 производится запуск ЖРД 26 третьей ступени 9. После запуска ЖРД 26 выключается ЖРД 15 второй ступени 2, подрываются замки, установленные на ферме 27 для крепления третьей ступени 9, и под воздействием струй ЖРД 26 на отражатель 28 вторая ступень 2 отбрасывается от PH. Полет PH продолжается при работе ЖРД 26 третьей ступени 9. После выхода за пределы плотных слоев атмосферы сбрасывается головной обтекатель 25. Третья ступень 9 обеспечивает выведение ПГ 10 в заданную точку орбиты, после чего выключаются ЖРД 26 и третья ступень 9 отделяется от ПГ 10. ПГ 10 продолжает выполнять свое функциональное назначение.

Таким образом, предложенное техническое решение позволяет увеличить массу ПГ без существенных затрат на доработку наземного пускового стартового комплекса.

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 центрального блока второй ступени, а также последовательно расположенные третью ступень и полезный груз, при этом указанные 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 боковых блоков первой ступени, верхний силовой пояс на центральном блоке второй ступени и силовые связи хвостовой части пакета, отличающаяся тем, что центральный 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 боковые конические поверхности боковых блоков первой ступени, причем указанные боковые поверхности боковых блоков первой ступени расположены с зазором относительно указанных выемок.