первая ступень многоступенчатого ракетоносителя

Формула изобретения

1. Первая ступень многоступенчатого ракетоносителя, содержащая главные реактивные двигатели и емкости для горючего и окислителя, расположенные осесимметрично вокруг центрального блока второй ступени ракетоносителя с возможностью отделения, отличающаяся тем, что выполнена в виде единого блока в форме гладкостенной трубы, установленной на пилонах двух ярусов с кольцевым зазором вокруг двигательной части указанного центрального блока второй ступени, причем камеры сгорания главных реактивных двигателей размещены в хвостовой части указанной трубы по ее кольцевому периметру равноудаленно друг от друга, а с внешней по отношению к этим камерам стороны блока первой ступени прикреплена камера дожигания, имеющая на своей наружной поверхности стабилизаторы, при этом указанные емкости для горючего и окислителя размещены в трубчатой стенке блока первой ступени, головная часть этой ступени выполнена в виде кольцевого конуса, на гребнях указанных стабилизаторов установлены управляющие камеры, пилоны верхнего яруса соединены с центральным блоком второй ступени посредством силовых гнезд, а пилоны нижнего яруса - с помощью пироболтов.

2. Первая ступень по п. 1, отличающаяся тем, что указанная камера дожигания в своей хвостовой части по внутренней поверхности снабжена соплом Лаваля.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а более конкретно к многоступенчатым ракетоносителям, выводящим с поверхности Земли на космические орбиты как научно-исследовательские аппараты, например с космонавтами, так и аппараты для ведения боевых действий.

Известны устройства первых ступеней многоступенчатых ракетоносителей "Спутник" и "Восток", выполненные из нескольких конусообразных блоков, соединенных по пакетной схеме вокруг центрального блока второй ступени, которые отделяются от него после выработки запаса горючего. При этом каждый блок первой ступени имеет по четыре главные камеры, размещенные равномерно по всей площади днища [1], [2]. По такой же конструктивной компоновке выполнена первая ступень и ракетоносителя "Союз" [3].

Недостатком конструкции аналогов [1] и [2] является то, что первая ступень ракетоносителя выполнена из отдельных автономных блоков, которые вплотную присоединены к центральному блоку. Такая пакетная конструкция не позволяет получить дополнительную реактивную тягу от сжигания атмосферного кислорода продуктами горения из главных камер, которые в каждом блоке первой ступени размещены по всей поверхности его днища и, кроме того, корпуса отдельных блоков создают большое гидравлическое сопротивление встречному потоку воздуха.

Наиболее близким техническим решением, выбранным в качестве прототипа, является аналог [3] космический корабль "Союз", имеющий центральный блок второй ступени и четыре боковых блока первой ступени. На блоках первой ступени установлены двигатели РД-107, каждый из которых имеет четыре главные камеры и две управляющие. Блоки первой ступени соединены с центральным блоком второй ступени по пакетной схеме без зазора.

Недостатком этого устройства является то, что все четыре блока первой ступени вплотную поджаты к центральному блоку, а это исключает возможность эжектирования встречного потока воздуха атмосферы в стесненном канале. Этому способствует также и то, что главные камеры каждого блока первой ступени размещены по всей поверхности днища. Кроме того, четыре автономных блока не обеспечивают минимально возможного сопротивления встречному потоку воздуха.

Задача, на решение которой направлено изобретение, состоит в сокращении времени вывода космического аппарата на околоземную орбиту за счет увеличения реактивной тяги первой ступени.

Это достигается тем, что устройство первой ступени многоступенчатого ракетоносителя выполнено в виде единого блока в форме гладкостенной трубы, установленной на пилонах с кольцевым зазором вокруг двигательной части центрального блока, главные камеры которой размещены по кольцевому периметру, поверх которых установлена камера дожигания, на наружной поверхности которой установлены стабилизаторы с управляющими камерами, а головная часть ступени выполнена в виде кольцевого конуса. При этом главные камеры первой ступени размещены по кольцевому периметру равноудалено друг от друга, а толщина стенки трубчатой ступени соизмерима с диаметром главных камер, емкости для горючего и окислителя размещены в трубчатой стенке ступени и их объем эквивалентен объемам емкостей отдельных блоков прототипа, камера дожигания в хвостовой части по внутренней поверхности снабжена соплом Лаваля, управляющие камеры расположены на гребнях стабилизаторов, для крепления с центральным блоком ступень снабжена двумя ярусами пилонов - верхними и нижними так, что верхние и нижние пилоны жестко скреплены с внутренней поверхностью трубчатой ступени, а с центральным блоком второй ступени - верхние с помощью силовых гнезд и нижние - с помощью пироболтов, соединенных с поперечной стяжкой, а в каждом ярусе содержится по четыре пилона.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг.1 изображен общий вид многоступенчатого ракетоносителя. На фиг.2 изображен вырыв трубчатой первой ступени с изображением половины вида и разреза по оси. На фиг.3 изображен вид фиг.1 по стрелке А. На фиг.4 изображено сечение А-А фиг.1. На фиг. 5 изображено сечение Б-Б фиг.1. На фиг.6 изображена структура движения и взаимодействия двух эжектирующих и одного эжектируемого потока газа.

Устройство первой ступени состоит из единого блока в форме гладкостенной трубы 1, прикрепленного к центральному блоку второй ступени 2 с помощью нижних пилонов 3 и верхних пилонов 4 с образованием кольцевого зазора 5. По кольцевому периметру хвостовой части блока 1 равноудалено друг от друга размещены главные камеры 6, поверх которых к блоку 1 прикреплена камера дожигания 7, на наружной поверхности которой установлены стабилизаторы 8, к гребням которых прикреплены управляющие камеры 9, а на внутренней поверхности камеры 7 размещено сопло Лаваля 10. Головная часть блока 1 снабжена кольцевым конусом 11. Крепление блока 1 к блоку 2 выполнено с помощью верхних пилонов 4, размещенных в силовых гнездах 12, и с помощью пироболтов 13, поджатых к нижним пилонам 3 и к поперечной стяжке 14. Горючее и окислитель размещены в емкостях 15 и 16, установленных в стенке блока 1.

Устройство работает следующим образом.

Для обеспечения старта многоступенчатого ракетоносителя с трубчатой первой ступенью 1 включается зажигание одновременно всех главных камер 6 и второй ступени 2. После старта за счет перепада давлений в двух эжектирующих потоках I, II и одном эжектируемом потоке III устройство начинает работать в режиме прямоточно-эжекторного ракетоносителя, т.е. в кольцевой зазор 5 начинает непрерывно поступать атмосферный воздух, который, обеспечивая дожигание продуктов реактивного топлива в среде кислорода в камере дожигания 7, работает как дополнительное рабочее тело, что увеличивает реактивную тягу и, следовательно, скорость устройства, сокращая время выхода на космическую орбиту без дополнительных затрат горючего. После выработки горючего в первой ступени 1 происходит разрыв пироболтов 13, освобождая пилоны 3 от стяжки 14, а верхние пилоны 4 при этом выйдут под действием веса блока 1 из гнезд 12, отделяя тем самым первую ступень 1 от второй ступени 2.

Такая конструкция первой ступени многоступенчатого ракетоносителя позволяет получить дополнительную реактивную тягу за счет того, что все главные камеры 6 первой ступени размещены равноудалено друг от друга по кольцевому периметру, создают трубчатый в сечении эжектирующий поток I, который охватывает сплошной в сечении эжектирующий поток II от центрального блока, а между ними создается трубчатый в сечении эжектируемый поток III встречного воздуха атмосферы. Работа прямоточного эжектора при этом такова, что на место сжигаемою эжектируемого воздуха в кольцевой зазор 5 поступают новые порции воздуха за счет давления встречного потока и за счет его подсоса от перепада давлений между потоками I, II и III; ввиду того, что скорость обоих эжектирующих потоков всегда больше, чем эжектируемого потока, то и давление в эжектирующих потоках будет меньше, чем в эжектируемом, а это обеспечивает увеличение отбрасываемой массы эжектируемого газа и выделение дополнительной тепловой энергии при дожигании продуктов неполного горения ракетного топлива от взаимодействия с атмосферным кислородом, т.е. получая дополнительное рабочее тело. А это, в свою очередь, увеличивает реактивную тягу устройства и обеспечивает сокращение времени вывода космического аппарата на околоземную орбиту.

Источники информации

1. Космонавтика. Энциклопедия. Под редакцией В.П.Глушко. - М.: Советская энциклопедия, 1985, стр. 67.

2. В.И.Феодосьев. Основы техники реактивного полета. - М.: Наука, 1979, стр. 64-72.

3. Космонавтика. Энциклопедия. Под редакцией В.П.Глушко. - М.: Советская энциклопедия, 1985, стр. 373.