ракета-носитель комбинированной схемы

Формула изобретения

1. Ракета-носитель комбинированной схемы, содержащая нижний полиблочный пакет ракетных блоков, включающий центральный ракетный блок с жидкостной ракетной двигательной установкой и последовательно расположенными топливными баками с верхним и нижним силовыми кольцами и боковые ракетные блоки с наклонными коническими обтекателями, тандемно закрепленный на центральном ракетном блоке переходный отсек для крепления вышерасположенной ступени ракеты-носителя, систему крепления боковых ракетных блоков к центральному ракетному блоку, включающую первый пояс узлов крепления, соединяющих верхние части боковых ракетных блоков с центральным ракетным блоком и воспринимающих продольные и поперечные, тангенциальные и/или радиальные, нагрузки, и второй пояс узлов крепления, соединяющих нижние части боковых ракетных блоков с центральным ракетным блоком и воспринимающих поперечные нагрузки, и системы быстрого отделения и отвода боковых ракетных блоков от центрального блока, отличающаяся тем, что боковые ракетные блоки выполнены идентично центральному ракетному блоку, а система крепления их к центральному ракетному блоку снабжена третьим поясом узлов крепления, воспринимающих поперечные нагрузки, с образованием трехопорной схемы крепления боковых ракетных блоков к центральному ракетному блоку, при этом указанные узлы крепления третьего пояса размещены на верхних силовых кольцах боковых и центрального ракетных блоков.

2. Ракета-носитель по п.1, отличающаяся тем, что каждый боковой ракетный блок соединен с центральным ракетным блоком двумя парами параллельных стержней, которые расположены соответственно во втором и третьем поясах узлов крепления и закреплены соответственно одними концами в идентично выполненных разделяющихся фиксирующих узлах на силовых кольцах центрального ракетного блока, а другими - на силовых кольцах боковых ракетных блоков с образованием четырехстержневой параллелограммной подвески.

3. Ракета-носитель по п.2, отличающаяся тем, что в каждом поясе узлов крепления, воспринимающих поперечные нагрузки, размещено по четыре разделяющихся фиксирующих узла, равномерно расположенных на соответствующем силовом кольце центрального ракетного блока, боковые ракетные блоки закреплены на центральном ракетном блоке между разделяющимися фиксирующими узлами симметрично относительно них, каждый разделяющийся фиксирующий узел содержит гнездо, выполненное в соответствующем силовом кольце центрального ракетного блока, два вкладыша, установленные в указанном гнезде, и удерживающую их в гнезде прижимную балку, концы которой соединены с силовым кольцом центрального ракетного блока с помощью дистанционно-управляемых разрывных крепежных элементов с тарированным усилием разрыва, при этом стержни крепления бокового ракетного блока присоединены к обращенным к ним вкладышам разделяющихся фиксирующих узлов второго и третьего поясов узлов крепления.

4. Ракета-носитель по п.3, отличающаяся тем, что система крепления боковых ракетных блоков к центральному ракетному блоку оснащена устройствами, блокирующими тангенциальное смещение боковых ракетных блоков относительно центрального ракетного блока, размещенными между разделяющимися фиксирующими узлами, указанные устройства содержат продольный паз, выполненный в силовом кольце центрального ракетного блока, закрепленный на силовом кольце бокового ракетного блока двухсторонний упор, входящий в указанный паз и имеющий продольные цилиндрические выемки на поверхностях, обращенных к боковым стенкам паза, и установленные в цилиндрических выемках вкладыши, выполненные с плоской внешней поверхностью, контактирующей с боковыми стенками продольного паза.

5. Ракета-носитель по любому из пп.1 - 4, отличающаяся тем, что переходный отсек выполнен с юбкой в виде обратного конуса, угол наклона конических обтекателей боковых ракетных блоков равен полуразности углов раствора конического обтекателя и юбки переходного отсека, а узлы крепления, воспринимающие продольные и тангенциальные нагрузки, выполнены по схеме "штырь-гнездо", при этом штырь закреплен на силовой конструкции конического головного обтекателя бокового ракетного блока, а гнездо выполнено во вкладыше, имеющем сферическую наружную поверхность и установленном с возможностью поворота в опоре, закрепленной на силовой конструкции конической юбки переходного отсека.

6. Ракета-носитель по любому из пп.1 - 5, отличающаяся тем, что система отвода каждого бокового ракетного блока от центрального ракетного блока оснащена разнесенными по высоте бокового ракетного блока телескопическими толкателями - двумя нижними, работающими параллельно, и одним верхним, при этом верхний толкатель выполнен с рабочим ходом, превышающим в 2,5 - 4,0 раза рабочий ход нижних толкателей, и имеет рабочее усилие, составляющее 0,25 - 0,35 от суммарного рабочего усилия нижних толкателей.

7. Ракета-носитель по пп.2 и 6, отличающаяся тем, что нижние толкатели расположены параллельно воспринимающим радиальные нагрузки стержням второго пояса узлов крепления, воспринимающих поперечные нагрузки, закреплены на нижнем силовом кольце бокового ракетного блока и имеют рабочее усилие, превышающее тарированное усилие разрыва одного разрывного крепежного элемента разделяющегося фиксирующего узла.

8. Ракета-носитель по п.6, отличающаяся тем, что верхний толкатель пропущен через ближнюю к центральному ракетному блоку стенку головного обтекателя и закреплен на силовой конструкции его дальней стенки.

9. Ракета-носитель по любому из пп.6 - 8, отличающаяся тем, что телескопические толкатели выполнены пневматическими или пиротехническими.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может найти применение при разработке ракетно-космических систем, предназначенных для выведения на околоземную орбиту пилотируемых и непилотируемых космических аппаратов, а также других объектов различного назначения.

Современное развитие космической техники требует создания ракет-носителей, способных доставлять аппараты различного назначения и массы на околоземные орбиты. При таком разнообразии задач возникает потребность в наличии многофункциональных ракет-носителей, способных в базовой или другой компоновке выполнять эти задачи. Наилучшим образом удовлетворяют этому требованию ракеты-носители комбинированной схемы с полиблочной нижней ступенью. В настоящее время в ракетно-космической технике используется единая силовая схема полиблочной нижней ступени ракеты-носителя комбинированной схемы с размещением силовых узлов крепления боковых ракетных блоков к центральному ракетному блоку в двух поясах.

Типичным примером такой конструкции ракеты-носителя комбинированной схемы является проект "Ариан", в частности "Ариан-5" (см., например, Aviation Week and Space Technology, N 13, 1999, с. 61, 64-65). Ракета-носитель содержит нижний полиблочный пакет ракетных блоков, включающий центральный ракетный блок с жидкостной ракетной двигательной установкой (ЖРДУ) и последовательно расположенными топливными баками с верхним и нижним силовыми кольцами и боковые ракетные блоки с твердотопливными ракетными двигателями, и тандемно закрепленный на центральном ракетном блоке переходный отсек для крепления вышерасположенной ступени ракеты-носителя. Система крепления боковых ракетных блоков к центральному ракетному блоку включает верхний и нижний пояса узлов крепления. Верхний пояс узлов крепления, воспринимающий продольные и поперечные нагрузки, соединяет верхние части боковых ракетных блоков с центральным ракетным блоком. Нижний пояс узлов крепления, воспринимающий поперечные нагрузки, представляет собой систему из трех стержней, формирующих вместе с верхним узлом крепления жесткую ферменную конструкцию, фиксирующую боковой ракетный блок относительно центрального ракетного блока. Каждый из стержней имеет собственный пиротехнический узел разделения, входящий в систему быстрого отделения боковых ракетных блоков. Система отвода боковых ракетных блоков от центрального ракетного блока включает размещенные в верхней и нижней частях каждого бокового ракетного блока твердотопливные двигатели разделения. Данная ракета-носитель является прототипом заявленного изобретения.

Общим недостатком всех ракет-носителей комбинированной схемы, имеющих двухпоясную схему крепления боковых ракетных блоков к центральному ракетному блоку, являются чрезмерные нагрузки, передающиеся на верхние узлы крепления, так как им приходится воспринимать не только все продольное усилие, но и значительные поперечные усилия, возникающие на верхних частях боковых ракетных блоков. Поперечные усилия существенно возрастают при увеличении габаритов боковых ракетных блоков, что вынуждает ограничивать их тягу и габариты и не дает возможности в полной мере использовать все преимущества ракеты-носителя комбинированной схемы. Другим недостатком известных схем крепления боковых ракетных блоков к центральному ракетному блоку является жесткая привязка узлов крепления к конкретной компоновке полиблочной нижней ступени, что снижает возможности комбинирования состава полиблочной нижней ступени в составе ракеты-носителя при ее эксплуатации.

Задачей, на решение которой направлено настоящее изобретение, является создание ракеты-носителя комбинированной схемы, обеспечивающей максимальное использование энергетических возможностей полиблочной нижней ступени за счет увеличения габаритов и тяги боковых ракетных блоков и более рациональной передачи продольных и поперечных нагрузок от боковых ракетных блоков к центральному ракетному блоку. Другой задачей изобретения является создание ракеты-носителя комбинированной схемы, конструкция которой позволяет изменять компоновку полиблочной нижней ступени, варьируя в зависимости от задач запуска количество присоединяемых боковых ракетных блоков без включения в конструкцию ракеты-носителя и ее центрального блока новых узлов и агрегатов. Еще одной задачей изобретения является создание ракеты-носителя комбинированной схемы, обеспечивающей снижение затрат на выведение полезной нагрузки на околоземную орбиту за счет унификации боковых и центрального ракетных блоков.

Поставленные технические задачи решаются тем, что в ракете-носителе комбинированной схемы, содержащей нижний полиблочный пакет ракетных блоков, включающий центральный ракетный блок с жидкостной ракетной двигательной установкой и последовательно расположенными топливными баками с верхним и нижним силовыми кольцами и боковые ракетные блоки с наклонными коническими обтекателями, тандемно закрепленный на центральном ракетном блоке переходный отсек для крепления вышерасположенной ступени ракеты-носителя, систему крепления боковых ракетных блоков к центральному ракетному блоку, включающую первый пояс узлов крепления, соединяющих верхние части боковых ракетных блоков с центральным ракетным блоком и воспринимающих продольные и поперечные (тангенциальные или/и радиальные) нагрузки, и второй пояс узлов крепления, соединяющих нижние части боковых ракетных блоков с центральным ракетным блоком и воспринимающих поперечные нагрузки, и системы быстрого отделения и отвода боковых ракетных блоков от центрального блока, согласно изобретению боковые ракетные блоки выполнены идентично центральному ракетному блоку, а система крепления их к центральному ракетному блоку оснащена третьим поясом узлов крепления, воспринимающих поперечные нагрузки, с образованием трехопорной схемы крепления боковых ракетных блоков к центральному ракетному блоку, при этом узлы крепления третьего пояса размещены на верхних силовых кольцах боковых и центрального ракетных блоков.

Кроме того, каждый боковой ракетный блок соединен с центральным ракетным блоком двумя парами параллельных стержней, которые расположены соответственно во втором и третьем поясах узлов крепления и закреплены соответственно одними концами в идентично выполненных разделяющихся фиксирующих узлах на силовых кольцах центрального ракетного блока, а другими - на силовых кольцах боковых ракетных блоков с образованием четырехстержневой параллелограммной подвески.

При этом в каждом поясе узлов крепления, воспринимающих поперечные нагрузки, размещено по четыре разделяющихся фиксирующих узла, равномерно расположенных на соответствующем силовом кольце центрального ракетного блока, боковые ракетные блоки закреплены на центральном ракетном блоке между разделяющимися фиксирующими узлами симметрично относительно них, каждый разделяющийся фиксирующий узел содержит гнездо, выполненное в соответствующем силовом кольце центрального ракетного блока, два вкладыша, установленные в указанном гнезде, и удерживающую их в гнезде прижимную балку, концы которой соединены с силовым кольцом центрального ракетного блока с помощью дистанционно управляемых разрывных крепежных элементов с тарированным усилием разрыва, при этом стержни крепления бокового ракетного блока присоединены к обращенным к ним вкладышам разделяющихся фиксирующих узлов второго и третьего поясов узлов крепления.

Кроме того, система крепления боковых ракетных блоков к центральному ракетному блоку оснащена устройствами, блокирующими тангенциальное смещение боковых ракетных блоков относительно центрального ракетного блока, размещенными между разделяющимися фиксирующими узлами, указанные устройства содержат продольный паз, выполненный в силовом кольце центрального ракетного блока, закрепленный на силовом кольце бокового ракетного блока двухсторонний упор, входящий в указанный паз и имеющий продольные цилиндрические выемки на поверхностях, обращенных к боковым стенкам паза, и установленные в цилиндрических выемках вкладыши, выполненные с плоской внешней поверхностью, контактирующей с боковыми стенками продольного паза.

При этом переходный отсек выполнен с юбкой в виде обратного конуса, угол наклона конических обтекателей боковых ракетных блоков равен полуразности углов раствора конического обтекателя и юбки переходного отсека, а узлы крепления, воспринимающие продольные и тангенциальные нагрузки, выполнены по схеме штырь-гнездо, при этом штырь закреплен на силовой конструкции конического головного обтекателя бокового ракетного блока, а гнездо выполнено во вкладыше, имеющем сферическую наружную поверхность и установленном с возможностью поворота в опоре, закрепленной на силовой конструкции конической юбки переходного отсека.

Систему отвода каждого бокового ракетного блока от центрального ракетного блока желательно оснастить разнесенными по высоте бокового ракетного блока телескопическими толкателями - двумя нижними, работающими параллельно, и одним верхним, при этом верхний толкатель целесообразно выполнить с рабочим ходом, превышающим в 2,5...4,0 раза рабочий ход нижних толкателей, и с рабочим усилием, составляющим 0,25...0,35 от суммарного рабочего усилия нижних толкателей.

При этом нижние толкатели расположены параллельно воспринимающим радиальные нагрузки стержням второго пояса узлов крепления, воспринимающих поперечные нагрузки, закреплены на нижнем силовом кольце бокового ракетного блока и имеют рабочее усилие, превышающее тарированное усилие разрыва одного разрывного крепежного элемента разделяемого фиксирующего узла.

Верхний толкатель целесообразно пропустить через ближнюю к центральному ракетному блоку стенку головного обтекателя и закрепить его на силовой конструкции дальней стенки головного обтекателя.

Телескопические толкатели можно выполнить пневматическими или пиротехническими.

В ракете-носителе комбинированной схемы центральный ракетный блок нижней полиблочной ступени имеет ЖРДУ и обладает наивысшими энергетическими возможностями в составе ракеты-носителя. Выполнение боковых ракетных блоков идентично центральному ракетному блоку позволяет в наибольшей степени реализовать возможности полиблочной нижней ступени, а оснащение системы крепления боковых ракетных блоков к центральному ракетному блоку третьим поясом узлов крепления, воспринимающих поперечные нагрузки, с образованием трехопорной схемы крепления боковых ракетных блоков к центральному ракетному блоку обеспечивает повышенную жесткость нижней полиблочной ступени и дает возможность более равномерно распределить усилия от ветровых нагрузок по длине полиблочной ступени. Хотя трехопорная схема крепления боковых ракетных блоков относится к статически неопределимой схеме, современные методики прочностных расчетов, например метод конечных элементов, позволяют достаточно точно определить усилия и напряжения по длине боковых и центрального ракетных блоков и в узлах крепления. Размещение узлов крепления третьего пояса узлов крепления на верхних силовых кольцах боковых и центрального ракетных блоков снижает поперечные усилия на верхние узлы крепления боковых ракетных блоков, для которых основной нагрузкой становятся продольные усилия, что позволяет использовать более рациональные и надежные конструкции этих узлов. Компоновка полиблочной нижней ступени из идентичных ракетных блоков снижает также затраты на выведение полезной нагрузки на околоземную орбиту.

Использование для крепления боковых ракетных блоков к центральному ракетному блоку четырехстержневой параллелограммной подвески позволяет снизить влияние статической неопределимости, так как боковой ракетный блок получает возможность смещаться относительно центрального ракетного блока в переделах упругих деформаций за счет параллельного смещения всех стержней параллелограммной подвески.

Использование в каждом поясе узлов крепления, воспринимающих поперечные нагрузки, четырех разделяющихся фиксирующих узлов, равномерно расположенных на соответствующем силовом кольце центрального ракетного блока, с закреплением боковых ракетных блоков на центральном ракетном блоке между разделяющимися фиксирующими узлами симметрично относительно них, каждый из которых содержит гнездо, выполненное в соответствующем силовом кольце центрального ракетного блока, два вкладыша, установленные в указанном гнезде, и удерживающую их в гнезде прижимную балку, концы которой соединены с силовым кольцом центрального ракетного блока с помощью дистанционно управляемых разрывных крепежных элементов с тарированным усилием разрыва, с присоединением стержней крепления бокового ракетного блока к обращенным к ним вкладышам разделяющихся фиксирующих узлов второго и третьего поясов узлов крепления дает возможность изменять компоновку полиблочной нижней ступени, варьируя количество присоединяемых боковых ракетных блоков, например два или четыре, при неизменной конструкции центрального ракетного блока, так как функционирование разделяющихся фиксирующих узлов не зависит от присоединения к ним одного или двух стержней.

Оснащение системы крепления боковых ракетных блоков к центральному ракетному блоку устройствами, блокирующими тангенциальное смещение боковых ракетных блоков относительно центрального ракетного блока, размещенными между разделяющимися фиксирующими узлами, и предложенная конструкция этих устройств обеспечивают более рациональную схему передачи усилий с боковых ракетных блоков на центральный ракетный блок.

Выполнение переходного отсека с юбкой в виде обратного конуса, а конических обтекателей боковых ракетных блоков - с углом наклона, равным полуразности углов раствора конического обтекателя и юбки переходного отсека, дает возможность перенести первый пояс узлов крепления, воспринимающих продольные и поперечные (тангенциальные) нагрузки, на переходный отсек и тем самым не вносить никаких изменений в конструкцию боковых и центрального ракетных блоков при изменении компоновки нижнего полиблочного пакета ракетных блоков. Выполнение указанных узлов крепления по схеме штырь-гнездо при наличии в опоре вкладыша со сферической наружной поверхностью обеспечивает при отделении бокового ракетного блока поворот его на заданный угол и беспрепятственный выход штыря из гнезда.

Оснащение системы отвода каждого бокового ракетного блока от центрального ракетного блока разнесенными по высоте бокового ракетного блока телескопическими толкателями - двумя нижними, работающими параллельно, и одним верхним, с указанными в формуле изобретения соотношениями рабочего хода и усилия обеспечивает программированный разворот бокового ракетного блока и беспрепятственный отвод его от центрального ракетного блока при разделении.

Расположение нижних толкателей параллельно воспринимающим радиальные нагрузки стержням второго пояса узлов крепления и выбор рабочего усилия толкателей, превышающим тарированное усилие разрыва одного разрывного крепежного элемента разделяемого фиксирующего узла, позволяют продублировать работу разрывных крепежных элементов разделяющихся фиксирующих узлов, что повышает надежность функционирования ракеты-носителя.

Заявленная схема крепления верхнего толкателя позволяет использовать толкатели большей длины и увеличить рабочий ход толкателя до 1,5 м.

Технический результат от использования предлагаемого изобретения заключается в расширении диапазона изменения массы выводимой на околоземную орбиту полезной нагрузки, в частности разрабатываемая в рамках проекта "Ангара" ракета-носитель комбинированной схемы дает возможность выводить полезную нагрузку от 14 до 28,5 т, а наличие в составе ракеты-носителя идентичных боковых и центрального ракетного блоков и унифицированных узлов крепления снижает суммарные затраты на вывод полезной нагрузки на околоземную орбиту.

На фиг. 1 изображена предлагаемая ракета-носитель тяжелого класса с продольным разрезом в плоскости симметрии боковых и центрального ракетных блоков; на фиг. 2 - вид А на фиг. 1 на нижнюю полиблочную ступень (передний боковой ракетный блок не показан); на фиг. 3 - вид Б на фиг. 2; на фиг. 4 - вид В на фиг. 3; на фиг. 5 - разрез Г-Г на фиг. 4; на фиг. 6 - разрез Д-Д на фиг. 5; на фиг. 7 - сечение Е-Е на фиг. 2; на фиг. 8 - место Ж на фиг. 1; на фиг. 9 - место И на фиг. 8; на фиг. 10 - место К на фиг. 2; на фиг. 11 - общий вид предлагаемой ракеты-носителя среднего класса; на фиг. 12 - разрез Л-Л на фиг. 11.

Ракета-носитель тяжелого класса содержит нижний полиблочный пакет 1 ракетных блоков, включающий центральный 2 и присоединенные к нему четыре боковых ракетных блока 3. Центральный ракетный блок имеет последовательно расположенные топливные баки 4 и 5 для углеводородного горючего и жидкого кислорода и регулируемую маршевую ЖРДУ 6. Боковые ракетные блоки выполнены идентично центральному ракетному блоку и оснащены наклонными коническими обтекателями 7.

На центральном ракетном блоке 2 тандемно закреплены переходный отсек 8, разгонный ракетный блок 9 и головной блок 10, в котором размещена выводимая на околоземную орбиту полезная нагрузка массой 24,5...28,5 т.

Система крепления боковых ракетных блоков к центральному ракетному блоку выполнена трехопорной. Первый пояс 11 из четырех узлов 12 крепления соединяет наклонные обтекатели 7 боковых ракетных блоков 3 с переходным отсеком 8 и передает на центральный ракетный блок 2 продольные и тангенциальные усилия. Второй пояс 13 узлов крепления воспринимает поперечные (тангенциальные и радиальные) усилия, состоит из четырех разделяющихся фиксирующих узлов 14 крепления, воспринимающих радиальные усилия, и четырех устройств 15, блокирующих тангенциальные смещения боковых ракетных блоков относительно центрального ракетного блока и воспринимающих тангенциальные усилия, и соединяет нижние силовые кольца 16 топливных баков центрального и боковых ракетных блоков. Третий пояс 17 также воспринимает поперечные (тангенциальные и радиальные) усилия и выполнен аналогично второму поясу 13 узлов крепления и соединяет верхние силовые кольца 18 топливных баков боковых и центрального ракетных блоков.

Каждый боковой ракетный блок 3 соединен с центральным ракетным блоком 2 двумя парами параллельных стержней 19 регулируемой длины, расположенных соответственно во втором 13 и третьем 17 поясах узлов крепления. Стержни 19 шарнирно закреплены соответственно одними концами в восьми идентично выполненных разделяющихся фиксирующих узлах 14 на верхнем и нижнем силовых кольцах топливных баков центрального ракетного блока, а другими - на силовых кольцах боковых ракетных блоков с образованием четырехстержневой параллелограммной подвески.

В каждом из указанных поясов 13 и 17 узлов крепления размещено по четыре разделяющихся фиксирующих узла 14, равномерно расположенных на соответствующем силовом кольце центрального ракетного блока. Боковые ракетные блоки закреплены на центральном ракетном блоке между разделяющимися фиксирующими узлами 14 симметрично относительно них.

Каждый разделяющийся фиксирующий узел 14 содержит гнездо 20, выполненное либо непосредственно в силовом кольце 16 (18) топливного бака центрального ракетного блока, либо в закрепленной на силовом кольце футорке 21, два вкладыша 22 и 23, установленные в указанном гнезде, и удерживающую их в гнезде прижимную балку 24. Прижимная балка 24 выполнена со сферическими выемками на поверхностях, обращенных к вкладышам, и взаимодействует с ними через самоустанавливающиеся опорные элементы 25. Концы прижимной балки 24 соединены с силовым кольцом 16 (18) центрального ракетного блока с помощью дистанционно управляемых разрывных крепежных элементов 26 с тарированным усилием разрыва системы быстрого отделения боковых ракетных блоков, например пироболтов. Конструкции пироболтов достаточно известны и в рамках данной заявки не рассматриваются. Стержни 19 крепления боковых ракетных блоков присоединены к обращенным к ним вкладышам 22 и 23 разделяющихся фиксирующих узлов 14 с помощью шарнирного соединения 27 типа "ухо 28 - вилка 29".

Система крепления боковых ракетных блоков к центральному ракетному блоку оснащена также устройствами 15, блокирующими тангенциальное смещение боковых ракетных блоков относительно центрального ракетного блока, размещенными между разделяющимися фиксирующими узлами 14. Каждое из указанных устройств содержит продольный паз 30, выполненный либо непосредственно в силовом кольце топливного бака центрального ракетного блока 2, либо в закрепленной на силовом кольце планке 31, и закрепленный на силовом кольце бокового ракетного блока 3 двухсторонний упор 32, входящий в указанный паз 30. Упор 32 имеет продольные цилиндрические выемки 33 на поверхностях, обращенных к боковым стенкам паза 30. В цилиндрических выемках 33 установлены вкладыши 34, выполненные с плоской внешней поверхностью, контактирующей с боковыми стенками продольного паза.

Переходный отсек выполнен с юбкой 35 в виде обратного конуса с углом раствора . Конический обтекатель 7 бокового ракетного блока имеет угол раствора . Угол наклона конических обтекателей боковых ракетных блоков равен полуразности угла раствора конического обтекателя и угла раствора конической юбки переходного отсека. Величины углов , и определяются соотношением геометрических характеристик центрального ракетного блока, вышерасположенной ракетной ступени и длиной переходного отсека.

Узлы крепления 12, воспринимающие продольные и тангенциальные поперечные нагрузки (первый пояс 11 узлов крепления), выполнены по схеме штырь-гнездо. Штырь 36 закреплен на силовой конструкции конического головного обтекателя 7 бокового ракетного блока, а гнездо 37 выполнено во вкладыше 38, имеющем сферическую наружную поверхность 39 и установленном с возможностью поворота в опоре 40, закрепленной на силовой конструкции конической юбки 35 переходного отсека.

Система отвода каждого бокового ракетного блока от центрального ракетного блока оснащена разнесенными по высоте бокового ракетного блока толкателями телескопического типа - одним верхним пневмотолкателем 41 и двумя работающими параллельно нижними толкателями 42. Нижние толкатели 42 могут быть пневматическими, пружинными или пиротехническими. Верхний толкатель 41 пропущен через ближнюю к центральному ракетному блоку стенку головного обтекателя 7 и закреплен одним концом с помощью шарнира 43 на силовой конструкции дальней стенки головного обтекателя. Второй конец верхнего толкателя входит в коническое гнездо 44 на силовой конструкции конической юбки 35 переходного отсека 8. Нижние толкатели 42 расположены над воспринимающими радиальные усилия стержнями 19 второго пояса 13 узлов крепления параллельно им и шарнирно закреплены одним концом на нижнем силовом кольце 16 бокового ракетного блока. Второй конец каждого нижнего толкателя 42 соединен с нижним силовым кольцом 16 топливного бака центрального ракетного блока и оснащен пиротехническим разделяющимся узлом 45. Нижние толкатели выполнены с рабочим усилием, превышающим тарированное усилие разрыва одного разрывного крепежного элемента 26 разделяющегося фиксирующего узла 14.

Верхний толкатель 41 выполнен с рабочим ходом 1,5 м, что в 3 раза превышает рабочий ход нижних толкателей. Верхний толкатель имеет рабочее усилие, составляющее 0,3 от рабочего усилия нижнего толкателя 42.

Для компоновки нижней полиблочной ступени 1 из трех ракетных блоков ракеты-носителя среднего класса используют те же ракетные блоки, что и для ракеты-носителя тяжелого класса. Два боковых ракетных блока 3 закрепляют на центральном ракетном блоке 2 между разделяющимися фиксирующими узлами 14 симметрично относительно них, размещая боковые ракетные блоки диаметрально противоположно относительно центрального ракетного блока. Для крепления боковых ракетных блоков используют те же восемь разделяющихся фиксирующих узлов 14, что и при компоновке ракеты-носителя тяжелого класса. Разделяющиеся фиксирующие узлы выполнены идентично предыдущему примеру исполнения. Стержни 19 крепления двух боковых ракетных блоков присоединены с помощью шарнирных соединений 27 типа "ухо-вилка" к обращенным к ним вкладышам разделяющихся фиксирующих узлов. "Ухо" 28 второго вкладыша, входящего в состав разделяющегося фиксирующего узла, остается свободным. Таким образом, вне зависимости от компоновки количество дистанционно управляемых разрывных элементов остается неизменным, что позволяет использовать в обеих ракетах-носителях одну и ту же систему быстрого отделения боковых ракетных блоков от центрального ракетного блока. Остальные узлы, соединяющие боковые ракетные блоки с центральным ракетным блоком, выполняются идентично для обеих компоновок ракеты-носителя.

Выведение полезной нагрузки на околоземную орбиту с помощью предлагаемой ракеты-носителя комбинированной схемы может быть проиллюстрировано на примере ракеты-носителя тяжелой схемы.

На старте включаются все ЖРДУ 6 боковых 3 и центрального 2 ракетных блоков полиблочной нижней ступени 1. ЖРДУ боковых ракетных блоков работают с полной тягой, а ЖРДУ центрального ракетного блока работает с пониженной тягой. Тянущие усилия от боковых ракетных блоков передаются на центральный ракетный блок через первый пояс 11 узлов крепления, соединяющих наклонные конические обтекатели 7 боковых ракетных блоков с конической юбкой 35 переходного отсека 8. Возникающие в полете тангенциальные и радиальные поперечные усилия между боковыми и центральным ракетными блоками воспринимаются вторым 13 и третьим 17 поясами узлов крепления, при этом радиальные усилия воспринимаются параллельными стержнями 19, а тангенциальные - двухсторонним упором 32 и боковыми стенками паза 30 устройств 15, блокирующих тангенциальное смещение боковых ракетных блоков относительно центрального ракетного блока. Это полностью разгружает от радиальных усилий узлы крепления 12, расположенные в первом поясе.

При отделении боковых ракетных блоков от центрального ракетного блока ЖРДУ боковых ракетных блоков отключаются, а ЖРДУ центрального ракетного блока переводится на режим полной тяги, и подается команда на дистанционно управляемые разрывные крепежные элементы 26 разделяющихся фиксирующих узлов 14 в третьем поясе 17 узлов крепления. Разделяющиеся фиксирующие узлы распадаются, освобождая стержни 19 третьего пояса узлов крепления, воспринимающих радиальные усилия, и под действием верхних толкателей 41 боковые ракетные блоки 3 начинают отходить от центрального ракетного блока 2 с разворотом их относительно нижнего пояса 13 узлов крепления. В поясе 11 узлов крепления штыри 36 выходят из гнезд 37 и верхние части боковых и центрального ракетного блоков отделяются друг от друга. Подается команда на дистанционно управляемые разрывные крепежные элементы 26 разделяющихся фиксирующих узлов 14 во втором поясе 13 узлов крепления и на пиротехнические разделяющиеся узлы 45 нижних толкателей. Разделяющиеся фиксирующие узлы 14 распадаются, освобождая стержни пояса 11 узлов крепления, и под действием нижних толкателей 42 нижние части боковых ракетных блоков 3 отходят от центрального ракетного блока 2. На каждый боковой ракетный блок воздействуют два толкателя 42, что уменьшает действующие на центральный ракетный блок возмущающие усилия. После отхода боковых ракетных блоков ракета-носитель продолжает полет, используя ЖРДУ центрального ракетного блока.

Выведение полезной нагрузки на орбиту с помощью предлагаемой ракеты-носителя среднего класса происходит аналогично описанному выше. При этом при подаче команды на дистанционно управляемые разрывные крепежные элементы 26 разделяющихся фиксирующих узлов 14 указанные узлы распадаются, освобождая не только стержни 19, воспринимающие радиальные усилия, но и незадействованные свободные вкладыши.

В случае несрабатывания одного из дистанционно управляемых разрывных элементов 26 в каком-либо из разделяющихся фиксирующих узлов 14 нижнего пояса 13 узлов крепления усилие пиротолкателя 42 будет достаточно для разрыва отказавшего разрывного элемента 26 и данный сбой системы разделения не приведет к аварийной ситуации при выводе полезной нагрузки на околоземную орбиту.

В ракете-носителе могут быть применены комплектующие узлы и материалы, используемые в современной ракетной технике.