Результат интеллектуальной деятельности: СРЕДСТВО ВЫВЕДЕНИЯ АППАРАТОВ КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к средствам выведения аппаратов космического назначения на заданные орбиты.

Известны средства выведения космического назначения "Протон", "Квант" с ракетным разгонным блоком, Н1-Л3 с лунным орбитальным комплексом, "Зенит" с ракетным разгонным блоком (см. стр. 488, 489, 522-524 издание "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева", издательство МЕНОНСОВПОЛИГРАФ).

Наиболее близким аналогом является средство выведения аппаратов космического назначения, состоящее из ракеты-носителя с отсеком на ступени, стыкуемой с разгонным блоком, и разгонного блока, взятое за прототип (см. рис. на стр.489 источника, приведенного выше).

Недостатком прототипа является недостаточность удельного импульса маршевого двигателя разгонного блока для выведения тяжелых космических аппаратов на высокоэнергетические орбиты.

Задачей предложенного средства выведения аппаратов космического назначения является увеличение массы полезного груза за счет повышения удельного импульса маршевого двигателя разгонного блока.

Эта задача достигается тем, что в средстве выведения аппаратов космического назначения, содержащем ракету-носитель с переходным отсеком на ступени, стыкуемой с разгонным блоком, и разгонный блок, сопловой насадок маршевого двигателя разгонного блока выполнен в виде соплового насадка с увеличенной степенью расширения и заглублен в центральную часть отсека ступени ракеты-носителя, стыкуемой с разгонным блоком, при этом сопловой насадок с увеличенной степенью расширения на срезе имеет увеличенный диаметр, поэтому для обеспечения безударного выхода соплового насадка из центральной зоны переходного отсека последней ступени ракеты-носителя в карданном подвесе камеры сгорания маршевого двигателя разгонного блока вводится упор, который ограничивает отклонение камеры сгорания на угол, необходимый для управления движением разгонного блока, и обеспечивает гарантированный зазор между сопловым насадком и монтажным оборудованием переходного отсека ракеты-носителя на всех этапах подготовки и эксплуатации ракеты космического назначения. Гарантированные зазоры и ограничение угла отклонения камеры сгорания определяются расчетным путем.

На фиг.1 изображены средства выведения космического назначения, на фиг.2 изображен узел вращения в карданном подвесе камеры сгорания маршевого двигателя разгонного блока, в котором выполнено ограничение угла отклонения камеры сгорания, где:

1 - ракета-носитель;

2 - ступень ракеты, стыкуемая с разгонным блоком;

3 - маршевый двигатель разгонного блока;

4 - сопловой насадок маршевого двигателя разгонного блока;

5 - разгонный блок;

6 - переходный отсек;

7 - центральная часть переходного отсека;

8 - периферийная часть переходного отсека;

9 - камера сгорания;

10 - карданный подвес;

11 - упор;

12 - рама;

13 - узел вращения;

14 - угол отклонения камеры сгорания.

Предложено средство выведения аппаратов космического назначения, состоящее из ракеты-носителя 1 с переходным отсеком 6 на ступени 2, стыкуемой с разгонным блоком, и разгонного блока 5, причем в маршевый двигатель 3 разгонного блока 5 вводится сопловой насадок 4 маршевого двигателя 3 с увеличенной степенью расширения, который заглублен в пространство центральной части переходного отсека 7 ступени ракеты-носителя 2, стыкуемой с разгонным блоком.

Удлинение соплового насадка 4 маршевого двигателя 3 и степень его расширения определяются пространством в центральной части переходного отсека 7, свободного от монтажного оборудования, которое размещается, как правило, на оболочке в переферийной части переходного отсека 8.

При наличии свободного пространства в центральной части переходного отсека 7 оно используется для размещения в нем соплового насадка 4 маршевого двигателя 3. При недостатке или отсутствии свободного пространства в центральной части переходного отсека 7 монтажное оборудование размещается таким образом, чтобы оно находилось только в переферийной части переходного отсека 8.

Сопловой насадок 4 с увеличенной степенью расширения на срезе имеет увеличенный диаметр, поэтому для обеспечения безударного выхода соплового насадка 4 из центральной части переходного отсека 7 ступени 2 ракеты-носителя 1 в узел вращения 13 карданного подвеса 10 камеры сгорания 9, расположенного в нижней части рамы 12 маршевого двигателя 3 разгонного блока 5, вводится упор 11, который ограничивает отклонение камеры сгорания 9 на угол отклонения камеры сгорания 14 и обеспечивает гарантированный зазор между сопловым насадком 4 и монтажным оборудованием, расположенным в переферийной зоне 8 переходного отсека 6 ступени 2 ракеты-носителя 1, стыкуемой с разгонным блоком, на всех этапах подготовки к пуску и эксплуатации ракеты космического назначения.

Это позволяет, не увеличивая длину ракеты космического назначения 1, за счет удлинения соплового насадка маршевого двигателя 4 разгонного блока 5, увеличения его степени расширения обеспечить повышение удельного импульса тяги маршевого двигателя 3 в пустоте и, как следствие, увеличить массу выводимого полезного груза.

Предложенное средство выведения аппаратов космического назначения функционирует следующим образом.

В полете в процессе отделения разгонного блока 5 от ступени ракеты-носителя 2 сопловой насадок 4 маршевого двигателя 3 разгонного блока 5 выходит безударно из центральной части переходного отсека 7 за счет наличия гарантированных зазоров между сопловым насадком 4 маршевого двигателя 3 разгонного блока 5 и монтажным оборудованием, расположенным в переферийной части переходного отсека 8.

При наличии свободного пространства в центральной части переходного отсека 7 оно используется для размещения в нем соплового насадка 4 маршевого двигателя 3; при недостатке или отсутствии свободного пространства в центральной части переходного отсека 7 необходимо произвести перекомпоновку монтажного оборудования, разместив его в переферийной части переходного отсека 8.

Гарантированные зазоры, в свою очередь, обеспечиваются за счет ограничения угла отклонения камеры сгорания 14 путем введения упора 11 в узел вращения 13 карданного подвеса 10 камеры сгорания 9 маршевого двигателя 3 разгонного блока 5.

Например, при увеличении длины соплового насадка 4 маршевого двигателя 3 приблизительно на 400 мм и заглублении его в переходный отсек 6 ракеты-носителя 1 удельный импульс тяги маршевого двигателя 3 разгонного блока 5 повысится не менее чем на 4 с, что эквивалентно увеличению массы полезного груза на ~130 кг, при этом общая длина ракеты космического назначения не изменяется.