многоступенчатая ракета

Формула изобретения

Многоступенчатая ракета, включающая тандемно расположенные ступени с топливными баками для жидких окислителя и горючего, со снабженными реактивными соплами ракетными двигателями, расходными трубопроводами и средствами разделения ступеней, причем соседние баки предыдущей и последующей ступеней разделены общим смежным днищем, отличающаяся тем, что двигатель последующей ступени размещен внутри топливного бака предыдущей ступени под общим днищем, а реактивное сопло указанного двигателя окружено отделяемой в полете стенкой топливного бака предыдущей ступени в расчете на контакт содержимого этого бака с внешней поверхностью реактивного сопла.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к устройствам многоступенчатых жидкостных ракет.

Известна многоступенчатая ракета, включающая тандемно расположенные ступени с топливными баками для жидких окислителя и горючего, со снабженными реактивными соплами ракетными двигателями, расходными трубопроводами и средствами разделения ступеней, причем соседние баки предыдущей и последующей ступеней разделены общим смежным днищем.

Техническим результатом изобретения является увеличение доли полезного груза в общей массе летательного аппарата.

Это достигается тем, что в многоступенчатой ракете, включающей тандемно расположенные ступени с топливными баками для жидких окислителя и горючего, со снабженными реактивными соплами ракетных двигателей, расходными трубопроводами и средствами разделения ступеней, причем соседние баки предыдущей и последующей ступеней разделены общим смежным днищем, двигатель последующей ступени размещен внутри топливного бака предыдущей ступени под общим днищем, а реактивное сопло указанного двигателя окружено отделяемой в полете стенкой топливного бака предыдущей ступени в расчете на контакт содержимого этого бака с внешней поверхностью реактивного сопла.

На чертеже представлена схематично предложенная многоступенчатая ракета.

Ракета содержит тандемно расположенные первую ступень 1 и вторую ступень 2, соединенные при помощи фланцев с пироболтами 3, в головной части ракеты установлен полезный груз 4, отделяемый при помощи пироустройств 5. Каждая из ракетных ступеней 1(2) содержит топливные баки окислителя 6(7) и горючего 8(9), ограниченные боковыми стенками 23(24) и 25(26) соответственно, с днищами 10-14. Под баками размещены жидкостные ракетные двигатели 15(16), соединенные с баками расходными (питающими) трубопроводами окислителя 17(18) и горючего 19(20); с целью управления ракетой в полете ракетные двигатели снабжены шарнирными подвесами 21(22). Бак 6 первой ступени имеет общее днище 12 с соседним баком 9 второй ступени, и под этим днищем смонтирован двигатель 16 второй ступени. Он погружен в упомянутый бак 6 предыдущей ступени, боковая стенка которого 23 образует корпус двигательного отсека для последующей ступени.

Многоступенчатая ракета функционирует следующим образом. После сборки ракетных ступеней 1 и 2 в единый летательный аппарат и установки на него полезного груза 4 ракету помещают на стартовое устройство и топливные баки заправляют компонентами жидкого ракетного топлива: баки 6 и 7 жидким окислителем, а баки 8 и 9 жидким горючим. В заправленной ракете конструкция ракетного двигателя 16 находится в контакте с содержанием бака 6: жидкий окислитель заполняет сопловое пространство внутри тяговой камеры и омывает внешние поверхности ракетного двигателя (они могут частично соприкасаться с газовой подушкой вверху бака).

По команде "Пуск" включают подачу топлива из баков 6, 8 по трубопроводам 17, 19 в двигатели 15, что обеспечивает их включение в работу и старт ракеты. Ее полет по заданной траектории обеспечивается путем поворота (качания) ракетного двигателя в шарнирных подвесах 21 при помощи рулевых приводов (не показаны). После выработки компонентов ракетного топлива из баков 6, 8 производят выключение ракетного двигателя 15, перекрывая соответствующие расходные трубопроводы, подрывают пироболты 3 и включают в работу ракетный двигатель 16 (аналогично двигателю 15). При этом стенка 23 отделяется вместе с отработавшей ступенью 1 от остальной части летательного аппарата. Вторая ступень 2 продолжает полет, будучи управляема путем поворота ракетного двигателя 16 в шарнирном подвесе 22 (аналогично первой ступени). После выработки топлива из баков 7, 9 производят выключение ракетного двигателя 16 и задействуют пироустройства 5, отделяющие полезный груз 4 для его самостоятельного функционирования.

Предлагаемая конструкция многоступенчатой ракеты исключает необходимость в переходном отсеке для соединения ракетных ступеней и позволяет обойтись одним, общим межбаковым днищем (12) для соседних топливных баков ступеней вместо двух отдельных днищ для каждого из баков. Результатом этого является снижение конструкционной массы ракеты, что при прочих равных условиях означает увеличение массы полезного груза.

Применение изобретения позволяет также использовать свободное пространство вокруг и внутри конструкции ракетного двигателя последующей ступени для размещения ракетного топлива предыдущей ступени, что сокращает размеры (длину) ракеты.

Общее межбаковое днище ракетных ступеней разгружено противоположными силами давления, что позволяет поднять допустимый уровень перегрузки на конструкцию последующей ступени при функционировании предыдущей. В итоге становится возможным снизить энергетические затраты на доставку полезного груза.

Применение изобретения к многоступенчатым ракетам, рассчитанным на криогенные топливные компоненты, связано с получением еще одного важного преимущества в виде упрощения или вообще исключения операции предстартового термостатирования конструкции ракетного двигателя. Этот технический результат достигается тем, что баки окислителя 6 и 7 заправляют жидким кислородом, бак горючего 8 керосином, бак горючего 9 жидким метаном (эти топливные компоненты типичны для существующих и перспективных космических ракет). Таким образом, ракетный двигатель 16, установленный под баком жидкого метана, оказывается погружен в бак жидкого кислорода, и эти баки снабжены общим смежным днищем 12. Указанные топливные компоненты имеют близкие криогенные температуры жидкого состояния, и при заправке баков 6, 9 происходит одновременно охлаждение конструкции двигателя 16 до криогенной температуры. Благодаря этому криогенное топливо, поступающее при запуске в рабочие тракты упомянутого ракетного двигателя, не вскипает в них; в противном случае произошла бы авария. Во избежание этого конструкцию ракетного двигателя, не погруженного в криогенный бак (в данном случае двигатель 15 первой ступени), специально термостатируют, пропуская через рабочие тракты криогенный топливный компонент.