ступень ракеты-носителя

Формула изобретения

Ступень ракеты-носителя, содержащая центральный маршевый двигатель и четное количество стартовых твердотопливных ускорителей, установленных вокруг центрального маршевого двигателя симметрично относительно его продольной оси, отличающаяся тем, что корпус каждого стартового твердотопливного ускорителя состоит из секций, выполненных в виде «коконов» из высокопрочного композиционного материала, соединенных между собой с помощью газоводов, на одном из которых на его наружной части поверхности, наиболее удаленной от оси центрального маршевого двигателя, в секторе менее 180° установлены замкнутые, например, кольцевые детонирующие удлиненные заряды, соединенные с детонаторами, при этом в каждой паре диаметрально расположенных стартовых ускорителей детонаторы соединены через систему управления с датчиками определения давления в камере сгорания, расположенными на каждом ускорителе.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области ракетостроения, а именно к ракетам-носителям, и направлено на совершенствование конструкции.

Известна ракета-носитель «Восток», содержащая центральный блок и разгонный блок, состоящий из четырех двигательных установок на жидких компонентах топлива равномерно расположенных вокруг него (В.А.Александров, В.В.Владимиров. Ракеты-носители, Воениздат, 1981 г., стр.19-22).

Недостаток этой схемы заключается в применении разгонного блока с ДУ на жидких компонентах топлива, которые обладают меньшей надежностью и тяговооруженностью, чем твердотопливные.

Известна ракета-носитель «Титан-III С», содержащая центральный блок и разгонный блок из двух боковых ускорителей, представляющих собой твердотопливные двигатели, снаряженный корпус каждого из которых состоит из пяти секций, переднего днища и секции с соплом. Корпус каждой секции выполнен из стали (В.А.Александров, В.В.Владимиров. Ракеты-носители, Воениздат, 1981 г., стр.27-31).

Применение многосекционного снаряженного корпуса позволяет исключить проблемы, связанные с изготовлением и транспортированием монолитного заряда массой 100 т и более к месту старта.

Эта схема имеет два недостатка.

Первый - стык секций расположен на цилиндрической части корпуса, имеющий значительный диаметр (2,5 м и более), что затрудняет обеспечение его надежной герметизации. Пример, авария «Шаттла» из-за разгерметизации стыка твердотопливного ускорителя.

Второй недостаток этой схемы заключается в необходимости отделения твердотопливных ускорителей после завершения работы одного из них в целях исключения возмущающего момента, действующего на ракету-носитель при продолжении работы другого ускорителя.

Учитывая, что разброс времени работы твердотопливного двигателя от номинала может составлять t=±10%, то потери суммарного импульса из-за неполного использования топлива в разгонном блоке при одновременном отделении значительны и могут быть оценены по формуле

,

где - средний расход одного стартового твердотопливного ускорителя, t - отклонение от номинала времени работы стартового твердотопливного ускорителя, J_cp - средний удельный импульс стартовых твердотопливных ускорителей.

Такие потери снижают суммарный импульс разгонного блока на ~10%.

Кроме того, отделение работающего стартового твердотопливного ускорителя приводит к дополнительным воздействиям на ракету-носитель.

Целью предлагаемого изобретения является повышение энергобаллистической эффективности и безопасности ракеты-носителя.

Указанная цель достигается тем, что ступень ракеты-носителя содержит центральный маршевый двигатель и четное количество стартовых твердотопливных ускорителей, установленных вокруг центрального маршевого двигателя симметрично относительно его продольной оси, причем корпус каждого стартового твердотопливного ускорителя состоит из секций, выполненных в виде «коконов» из высокопрочного композиционного материала, соединенных между собой с помощью газоводов, на одном из которых на его наружной части поверхности, наиболее удаленной от оси центрального маршевого двигателя, в секторе менее 180°, установлены замкнутые, например кольцевые, детонирующие удлиненные заряды, соединенные с детонаторами, при этом в каждой паре диаметрально расположенных стартовых ускорителей детонаторы соединены через систему управления с датчиками определения давления в камере сгорания, расположенными на каждом ускорителе.

Устройство поясняется чертежами.

На фиг.1 и 2 представлена схема размещения твердотопливных стартовых ускорителей на центральном маршевом двигателе.

На фиг.3 представлена конструктивная схема стартового твердотопливного ускорителя.

На фиг.4 представлена конструктивная схема газовода.

На фиг.5 представлена схема размещения замкнутых, например кольцевых, детонирующих удлиненных зарядов на газоводе стартового твердотопливного ускорителя.

Предлагаемая ракета-носитель содержит центральный маршевый двигатель 1 и, например, два стартовых твердотопливных ускорителя 2, установленных вокруг центрального маршевого двигателя, симметрично относительно его продольной оси, причем корпус каждого стартового твердотопливного ускорителя состоит, например, из двух секций 3 и 4, выполненных в виде «коконов» из высокопрочного композиционного материала, соединенных между собой с помощью газовода 5, на наружной части поверхности которого, наиболее удаленной от оси центрального маршевого двигателя, в секторе менее 180°, установлены замкнутые, например кольцевые, детонирующие удлиненные заряды 6, соединенные с детонаторами 7, при этом каждая пара диаметрально противоположно расположенных стартовых твердотопливных ускорителей снабжена датчиками определения давления 8, соединенными через систему управления с детонаторами.

Выполнение секции из «коконов» из высокопрочного композиционного материала позволяет уменьшить диаметр стыка двух секций до оптимального, с точки зрения надежной герметизации, и снизить вес секционного корпуса за счет применения наиболее эффективной конструктивной схемы корпуса - «кокон», вместо цилиндрической секции или «полукокона».

Датчик определения давления 8 ускорителя 2 связан через систему управления ракеты-носителя с детонаторами 7 детонирующих удлиненных зарядов 6 на газоводе 5 диаметрально противоположного ускорителя. Детонирующие заряды установлены на наружной части поверхности газовода, наиболее удаленной от оси центрального маршевого двигателя, в секторе менее 180°.

Устройство работает следующим образом.

По команде системы управления подается напряжение на воспламенитель 9, который инициирует горение в камере стартового ускорителя 2, как в секции 3, так и в секции 4. Команда о спаде давления в камере стартового ускорителя в конце работы поступает в систему управления через датчик определения давления 8. Как реакция на этот сигнал по команде системы управления ракеты подается напряжение на инициирующие элементы вскрытия - детонаторы 7 на диаметрально противоположном относительно оси ракеты-носителя стартовом ускорителе, для подрыва детонирующих удлиненных зарядов 6, с помощью которых производится вырубка расходных отверстий в газоводе 5, что обеспечивает появление поперечной силы, момент которой относительно центра масс ракеты-носителя компенсирует момент создаваемый тягой одного работающего стартового ускорителя 2

R₁l₁=R ₂l₂,

где R₁, R ₂ - тяга основного сопла ускорителя и боковая сила, создаваемая вскрываемыми отверстиями;

l₁, l ₂ - расстояние от центра масс ракеты до линии действия силы R₁ и R₂ соответственно.

Расположение расходных отверстий в секторе менее 180° на наиболее удаленной от центрального двигателя поверхности газовода 5 позволяет максимально использовать энергию реакции струй расходных отверстий для компенсации момента создаваемого тягой одного работающего ускорителя и уменьшить воздействие струй расходных отверстий на ракету-носитель,

За счет того, что твердотопливные ускорители работают до полного спада давления в камере сгорания в конце работы, удается уменьшить вдвое потери суммарного импульса, по сравнению с аналогом, связанные с неполным использованием запаса топлива твердотопливного ускорителя, а также повысить безопасность при разделении стартовых твердотопливных ускорителей и ракеты-носителя за счет того, что к моменту разделения каждый ускоритель полностью выработал запас топлива.

Таким образом, предложенная конструкция увеличивает энергобаллистическую эффективность и безопасность ракеты-носителя.