Результат интеллектуальной деятельности: РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ

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

Известна ракета-носитель (см. патент RU №2149125), содержащая пакет из двух ступеней в виде центрального блока второй и четырех боковых блоков первой ступеней, установленных в плоскостях стабилизации ракеты-носителя под углом к продольной 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 (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 коническую форму, причем 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.

Недостатком известного технического решения является то, что для выведения полезной нагрузки большей массы необходимо увеличивать количество топлива на центральном блоке II ступени с доведением в пределах до 0,895-0,989 отношения объема баков компонентов топлива блока второй ступени к объему баков компонентов топлива блоков первой ступени и не используется возможность увеличения количества топлива также и на боковых блоках без изменения их геометрических обводов (формы).

Задачей предложенного технического решения является повышение по сравнению с РН-прототипом выводимой ракетой-носителем массы полезного груза за счет увеличения количества топлива, размещаемого на боковых блоках первой ступени при сохранении геометрических обводов (формы) боковых блоков и диаметра их расположения относительно продольной оси центрального блока.

Поставленная задача решается тем, что ракета-носитель, содержащая пакет из двух ступеней в составе центрального блока второй ступени и четырех боковых блоков первой ступени, установленных в плоскостях стабилизации ракеты-носителя под утлом 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.

Изобретение поясняется чертежами на примере вновь создаваемой РН «Союз-2-3»:

фиг.1 - общий вид РН;

фиг.2 - вид снизу на РН;

фиг.3 - общий вид блока I ступени;

фиг.4 - общий вид блока II ступени;

фиг.5 - схема узла «А» с фиг.3;

фиг.6 - схема узла «Б» с фиг.4;

фиг.7 - схема узла «В» с фиг.5;

фиг.8 - схема узла «Г» с фиг.1.

На чертежах представлены позиции:

1 - боковой блок первой ступени РН;

2 - центральный блок второй ступени;

3 - блок третьей ступени;

4 - полезный груз;

5 - маршевый ЖРД блока первой ступени;

6 - маршевый ЖРД блока второй ступени;

7 - бак горючего компонентов топлива бокового блока первой ступени;

8 - бак окислителя компонентов топлива бокового блока первой ступени;

9 - бак горючего компонентов топлива центрального блока второй ступени РН;

10 - бак окислителя компонентов топлива центрального блока второй ступени;

11 - нижнее днище бака окислителя;

12 - шпангоут нижнего днища бака горючего;

13 - кронштейн крепления нижних силовых тяг;

14 - нижние силовые тяги;

15 - кронштейн фиксирующий;

16 - шпангоут;

17 - конус усеченный;

18 - сегмент шаровой;

19 - переходник конический;

20 - шпангоут переходника;

21 - магистраль расходная;

22 - устройство заборное;

23 - опоры шаровые;

24 - кронштейны опорные;

25 - пояс силовой;

26 - опоры стартовые шаровые;

27 - пирозамки;

28 - силовое кольцо;

29 - маршевый ЖРД блока третьей ступени;

30 - ферма;

31 - отражатель;

32 - обтекатель головной.

Ракета-носитель содержит четыре боковых блока 1 первой ступени, закрепленных в плоскостях стабилизации РН на центральном блоке 2 второй ступени, обеспечивают движение РН на первом участке выведения, центральный блок 2 второй ступени обеспечивает движение РН на первом и втором участке выведения. Последовательно расположенная третья ступень 3 довыводит полезный груз 4 на заданную орбиту. Маршевые с поворотной камерой сгорания ЖРД 5 блока первой ступени создают тягу и обеспечивают управление РН на участке работы первой ступени, маршевый с поворотной камерой сгорания ЖРД 6 второй ступени создает тягу на участке работы первой и второй ступеней и обеспечивает управление РН на участке работы второй ступени. В баках 7 горючего и баках 8 окислителя компонентов топлива первой ступени 1 размещено топливо для работы маршевого ЖРД 5, в баках 9 горючего и баках 10 окислителя компонентов топлива второй ступени 2 размещено топливо для работы маршевого ЖРД 6.

Увеличение рабочего запаса компонентов топлива на блоках первой ступени 1 возможно при применении нового двигателя и новой системы наддува топливных баков, что позволяет исключить из состава блоков два торовых бака (торовые баки азота и пероксида водорода), а освободившееся пространство использовать для размещения дополнительного запаса топлива, при этом бак горючего 7 и нижнее днище 11 бака окислителя смещаются вниз к маршевому двигателю 5, который крепится непосредственно на шпангоуте 12 нижнего днища бака 7 горючего под углом к оси блока 1 первой ступени, равным углу наклона блока 1 первой ступени относительно блока 2 второй ступени, а кронштейны 13 крепления нижних силовых тяг 14 и фиксирующий кронштейн 15, фиксирующий положение блока 1 первой ступени относительно блока 2 второй ступени, расположены на оболочке бака горючего, а на внутренней поверхности выполнен шпангоут 16.

На центральном блоке 1 второй ступени нижняя часть бака 9 горючего имеет форму усеченного конуса 17 с днищем в виде шарового сегмента 18 с коническим переходником 19, к шпангоуту 20 которого крепится маршевый ЖРД 6, а расходная магистраль 21 горючего выполнена с выходом из бака на боковую поверхность усеченного конуса 17 с организацией заборного устройства 22 в нижней части шарового сегмента 18.

Силовые узлы боковых блоков 1 первой ступени передают тягу блоков 1 через шаровые опоры 23 на опорные кронштейны 24 силового пояса 25 центрального блока 2 второй ступени. Шаровые стартовые опоры 26 служат для крепления РН на несущих стрелах стартовой системы.

Функционирование РН осуществляется в следующей последовательности. В исходном положении заправленная РН вывешена в вертикальном положении в стартовой системе на шаровых стартовых опорах 26.

Работа РН начинается с запуска ЖРД 5, 6 боковых и центрального блока 1, 2 первой и второй ступеней РН.

При достижении суммарной тяги ЖРД 5, 6, равной весу РН, начинается подъем ракеты, шаровые стартовые опоры 26 выходят из зацепления с несущими стрелами стартовой системы, которые балансирами отводятся от РН. Перед окончанием компонентов топлива в баках 7, 8 блоков 1 первой ступени разрываются нижние силовые тяги 14 подрывом пиропатронов в пирозамках 27 крепления тяг к силовому кольцу 28 центрального блока 2.

Под действием тяги ЖРД 5 идет разворот блоков 1 первой ступени вокруг шаровых опор 23 опорного кронштейна 24, при достижении расчетного угла разворота блоков 1 ЖРД 5 выключается, под действием силы тяжести блоков 1 шаровые опоры 23 выходят из зацепления с опорными кронштейнами 24.

Отвод блоков 1 первой ступени от РН обеспечивается реактивной силой, возникающей при стравливании остаточного давления из топливных баков 7, 8 - этих блоков.

Полет РН продолжается на ЖРД 6 до выработки компонентов топлива из баков 9, 10 центрального блока 2 второй ступени РН. Перед выключением ЖРД 6 производится запуск ЖРД 29 блока третьей ступени РН. После запуска ЖРД 29 выключается ЖРД 6 центрального блока 2, подрываются пирозамки, установленные на ферме 30 для крепления блока 3 третьей ступени РН, и под воздействием струй ЖРД 29 на отражатель 31 центральный блок 2 отбрасывается от блока 3 третьей ступени РН.

Полет РН продолжается при работе ЖРД 29 блока 3 третьей ступени. После выхода за пределы плотных слоев атмосферы сбрасывается головной обтекатель 32. Блок 3 третьей ступени РН обеспечивает выведение полезного груза 4 в заданную точку орбиты, после чего выключается ЖРД 29 и полезный груз 4 отделяется от блока 3 третьей ступени РН. Полезный груз 4 продолжает выполнять свое функциональное назначение.

Таким образом, предложенное техническое решение позволяет увеличить массу полезного груза без увеличения габаритов блоков 1, 2 ракеты-носителя.