РАЗГОННЫЙ РАКЕТНЫЙ БЛОК

Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается разгонного ракетного блока (разгонного блока) и элементов его конструкции, предназначенных для его стабилизации и увода (сообщения относительной скорости) от отделившегося космического аппарата.

Известно устройство для сообщения относительной скорости разделившимся ракетным объектам [1, с. 358-361], в котором двигательная установка активного объекта запускается до момента подачи команды на разделение ("горячее" или "огневое" разделение). Недостатком данного устройства является необходимость наличия двигательной установки на активном объекте ракетно-космического комплекса, значительный расход топлива до подачи команды на разделение и необходимость применения тепловой и силовой защиты отделяемого отработавшего разгонного блока.

Наиболее близким к предложенному является устройство, обеспечивающее достижение относительной скорости разделившимся объектам за счет торможения отработавшего разгонного блока с одновременным его разворотом относительно одной из поперечных осей [1, с. 344-345, 358-361]. Недостатком данного конструктивного решения является необходимость использования специальных, весьма значительных по массе средств торможения отработавшего разгонного блока, например РДТТ. Кроме того, разворот отработавшего разгонного блока относительно любой из поперечных осей не обеспечивает его увод в заданном направлении.

Задачей изобретения является обеспечение безопасности космического аппарата в части исключения возможности соударения с ним отделившегося разгонного блока, его взрывобезопасности, гарантированного увода с траектории полета космического аппарата за счет импульса стравливания остатков газов из баллонов высокого давления, газов наддува и испаряющихся остатков компонентов из баков окислителя и горючего с одновременным исключением их воздействия на космический аппарат при минимизации массовых затрат.

Решение поставленной задачи обеспечивается за счет того, что в разгонном блоке, содержащем двигательную установку, бак окислителя, бак горючего, баллоны высокого давления с пневмосистемой для наддува баков, сопла, сообщенные с баком окислителя, баком горючего и пневмосистемой, в соответствии с изобретением продольная ось разгонного блока и оси сопел, сообщенные с баком окислителя, лежат в одной плоскости, причем оси сопел расположены симметрично относительно продольной оси разгонного блока и обращены в сторону, противоположную соплу двигательной установки разгонного блока; продольные оси разгонного блока и сопел, сообщенных с баком горючего, также лежат в одной плоскости, причем сопла расположены симметрично относительно продольной оси разгонного блока, а их оси составляют с ней прямой угол; сопла, сообщенные с пневмосистемой, расположены со стороны плоскости П, проходящей через центры их критических сечений, перпендикулярной продольной оси разгонного блока и обращенной в сторону, противоположную двигательной установке разгонного блока, причем оси этих сопел лежат в параллельных плоскостях, отклонены в противоположные стороны на угол β с обеспечением стабилизирующей закрутки разгонного блока относительно его продольной оси и его увода от космического аппарата.

На фиг. 1 изображен разгонный блок 1 в разрезе, на фиг.2 - сечения и виды, поясняющие суть изобретения.

Разгонный блок 1 содержит двигательную установку 2, бак окислителя 3, бак горючего 4, пневмосистему 5, сообщающую баллоны высокого давления 9 с соплами 8, сопла окислителя 6, сопла горючего 7.

Предложенный разгонный блок 1 работает следующим образом. После его отделения от космического аппарата тяга последействия его двигательной установки 2, обусловленная наличием испаряющихся остатков охлаждающего компонента в "рубашке" двигателя, имеет незначительную величину, но большой импульс. В результате действия этой тяги разгонный блок постепенно теряет относительную скорость, сообщенную ему специальными средствами отделения, и по истечении некоторого промежутка времени начинает двигаться в сторону космического аппарата, что не исключает возможность их соударения. Стабилизирующая закрутка разгонного блока относительно продольной оси и его увод от космического аппарата осуществляется включением в работу сначала газовых сопел 8, сообщаемых через пневмосистему 5 с баллонами высокого давления 9, содержимое которых, в основном, предназначено для наддува баков окислителя 3 и горючего 4. Первостепенное включение газовых сопел 8 и их ориентация диктуется также минимизацией воздействия истекающих из них струй на космический аппарат. С этой же целью на время работы этих сопел дается временная задержка на раскрытие солнечных батарей космического аппарата. После достижения значительного относительного расстояния между космическим аппаратом и разгонным блоком (несколько сотен метров) подается команда на вскрытие сопел окислителя 6 и горючего 7, сообщенных с соответствующими баками 3 и 4. Этим исключается воздействие вылетающих из них газов и частиц компонентов на космический аппарат, у которого уже раскрыты солнечные батареи. При этом сопла окислителя сообщают разгонному блоку еще большую относительную скорость, необходимую для увода его с орбиты космического аппарата. Истекающие из бака горючего 4 газы имеют импульс меньший приблизительно на два порядка по сравнению с газами, истекающими из бака окислителя 3. Вследствие этого сопла 7 бака горючего выполняются безимпульсными и безмоментными.

Следует отметить, что стравливание через сопла 6, 7 и 8 остатков газов из баллонов высокого давления 9, газов наддува и испаряющихся остатков компонентов из баков окислителя 3 и горючего 4 обеспечивает, кроме всего прочего, взрывобезопасность разгонного блока при его пассивном полете после отделения от космического аппарата.

Разработаны чертежи конструкции разгонного блока, реализующие предложенное авторами конструктивное решение, обеспечивающее стабилизацию разгонного блока вращением относительно продольной оси и его увод с траектории космического аппарата. Использование настоящего изобретения позволит увеличить на 17 кг массу космического аппарата и обеспечить взрывобезопасность разгонного блока.

Источник информации
1. Конструкция управляемых баллистических ракет. Под редакцией А.М. Синюкова и Н.И. Морозова. М.: Воениздат МО СССР, 1969.