EA032110B1 - Multi-stage rocket and method of operating the same - Google Patents

Multi-stage rocket and method of operating the same Download PDF

Info

Publication number
EA032110B1
EA032110B1 EA201600177A EA201600177A EA032110B1 EA 032110 B1 EA032110 B1 EA 032110B1 EA 201600177 A EA201600177 A EA 201600177A EA 201600177 A EA201600177 A EA 201600177A EA 032110 B1 EA032110 B1 EA 032110B1
Authority
EA
Eurasian Patent Office
Prior art keywords
rocket
segment
fuel
segments
tanks
Prior art date
Application number
EA201600177A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
EA201600177A1 (en
Inventor
Ревик Артурович Степанян
Original Assignee
Ревик Артурович Степанян
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Ревик Артурович Степанян filed Critical Ревик Артурович Степанян
Priority to EA201600177A priority Critical patent/EA032110B1/en
Publication of EA201600177A1 publication Critical patent/EA201600177A1/en
Publication of EA032110B1 publication Critical patent/EA032110B1/en

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
    • F42B15/10—Missiles having a trajectory only in the air
    • F42B15/12—Intercontinental ballistic missiles

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Testing Of Engines (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)

Abstract

The invention is related to rocket engineering, in particular, to multi-stage rockets, and can be used in rocket building. The objective of the present invention is reduction of a rocket stage mass and augmentation of potentially possible number of stages as compared to the prototype, which, in turn, will lead to an increase in the rocket range and in a payload mass relative to the rocket. Said objective is attained by that the rocket portion disposed above the payload compartment is divided into segments, the segments are arranged one above another, fuel and oxidant tanks being provided in every segment, each segment is divided into proportional parts, the upper part of each segment is a nose fairing, fuel tanks coupled with rocket engines are arranged in front of the payload compartment, the lower part of the segment is curved in accordance with the upper part of the previous segment. Separation of spent segments of the rocket is performed in sequence after emptying of fuel and oxidant tanks of the segment to be separated, beginning from the segment farthest from the rocket engines, transversely to the longitudinal axis of the rocket; after that, the rocket engines are supplied with fuel from the next underlying segment.

Description

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к многоступенчатым ракетам, и может быть использовано в ракетостроении. Задачей настоящего изобретения является уменьшение массы ступени ракеты и увеличение потенциально возможного количества ступеней относительно прототипа, что, в свою очередь, приведет к увеличению дальности полета ракеты и массы полезного груза относительно ракеты. Поставленная задача достигается тем, что часть ракеты, находящаяся выше отсека для полезного груза, разделена на сегменты, сегменты размещены один над другим, причем баки горючего и окислителя размещены в каждом сегменте, причем каждый сегмент разделен на пропорциональные части, верхняя сторона каждого сегмента является головным обтекателем, перед отсеком для полезного груза размещены топливные баки, связанные с ракетными двигателями, нижняя часть сегмента изгибается согласно верхней части предыдущего сегмента. Причем отделение отработавших сегментов ракеты осуществляют поочередно после опустошения баков горючего и окислителя отделяемого сегмента, начиная с самого дальнего сегмента относительно ракетных двигателей, перпендикулярно продольной оси ракеты, далее питание топливом ракетных двигателей происходит из последующего нижележащего сегмента.The invention relates to rocket technology, in particular to multi-stage missiles, and can be used in rocket science. The objective of the present invention is to reduce the mass of the rocket stage and increase the potential number of stages relative to the prototype, which, in turn, will lead to an increase in the flight range of the rocket and the mass of the payload relative to the rocket. The problem is achieved in that the part of the rocket located above the compartment for the payload is divided into segments, the segments are placed one above the other, and the fuel and oxidizer tanks are placed in each segment, each segment is divided into proportional parts, the upper side of each segment is the head fairing, fuel tanks connected with rocket engines are placed in front of the payload compartment, the lower part of the segment is bent according to the upper part of the previous segment. Moreover, the separation of the spent rocket segments is carried out alternately after emptying the fuel tanks and the oxidizer of the separated segment, starting from the farthest segment relative to the rocket engines, perpendicular to the longitudinal axis of the rocket, then the rocket engine fuel is supplied from the subsequent underlying segment.

032110 В1032 110 B1

032110 Β1032110 Β1

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к многоступенчатым ракетам, и может быть использовано в ракетостроении.The invention relates to rocket technology, in particular to multi-stage missiles, and can be used in rocket science.

Известна тандемная многоступенчатая ракета с продольным разделением ступеней, содержащая корпус, ракетные двигатели, баки окислителя, баки горючего, межступенчатые отсеки, отсек для полезного груза и головной обтекатель. В ракете разгонные ступени продольно соединяются друг с другом посредством поперечных фланцевых стыков[1].Known tandem multi-stage rocket with a longitudinal separation of stages, comprising a housing, rocket engines, oxidizer tanks, fuel tanks, interstage compartments, a payload compartment and a head fairing. In a rocket, booster stages are longitudinally connected to each other by means of transverse flange joints [1].

Однако конструкция этой ракеты имеет недостатки, заключающиеся в том, что воздействие трения воздуха происходит сразу на все ступени ракеты, что приводит к повышенному расходу топлива. А также наличие большой разницы диаметра ракеты по ходу ее продольной оси приводит к дополнительным затратам на преодоление силы трения, сокращает сферу применения данной ракеты.However, the design of this rocket has drawbacks in that the effect of air friction occurs immediately on all stages of the rocket, which leads to increased fuel consumption. And also the presence of a large difference in the diameter of the rocket along its longitudinal axis leads to additional costs for overcoming the friction force, reduces the scope of this rocket.

Известна многоступенчатая ракета пенального типа с поперечным разделением ступеней, взятая качестве прототипа, содержащая корпус, ракетные двигатели, баки окислителя, баки горючего, межступенчатые отсеки, отсек для полезного груза и головной обтекатель, в которой разгонные ступени последовательно соединяются друг с другом посредством поперечных стыков через межступенчатые отсеки. В этом конструктивном варианте сумма последующих ступеней может рассматриваться как полезный груз для предыдущих ступеней ракеты [2].Known multi-stage rocket of the penal type with a transverse separation of steps, taken as a prototype, comprising a housing, rocket engines, oxidizer tanks, fuel tanks, interstage compartments, a payload compartment and a head fairing, in which booster stages are connected in series through transverse joints through transverse joints interstage compartments. In this constructive embodiment, the sum of the subsequent stages can be considered as a payload for the previous stages of the rocket [2].

Однако конструкция этой ракеты имеет недостатки, заключающиеся в том, что требуется наличие двигателя к каждой ступени, а также обязательное наличие промежуточного отсека между ступенями, что приводит к увеличению массы ракеты относительно полезного груза, сокращает потенциально возможное количество ступеней относительно заявляемой ракеты.However, the design of this rocket has drawbacks in that it requires the presence of an engine for each stage, as well as the mandatory presence of an intermediate compartment between the stages, which leads to an increase in the mass of the rocket relative to the payload, reduces the potential number of stages relative to the claimed rocket.

Известными способами нельзя разделить части конструкции заявляемой ракеты во время ее полета, так как известный способ включает запуск ракеты, последующее последовательное разрушение механических связей между соединительным отсеком и двигателем последующей ступени, отделение последующей ступени от соединительного отсека и запуск двигателя последующей ступени [3].Known methods cannot be used to separate parts of the design of the inventive rocket during its flight, since the known method includes launching a rocket, subsequent successive destruction of mechanical bonds between the connecting compartment and the engine of the next stage, separating the next stage from the connecting compartment and starting the engine of the next stage [3].

Однако этот способ обладает недостатком, не позволяющим разделить заявляемую ракету ввиду ее конструктивных особенностей.However, this method has a drawback that does not allow to divide the inventive rocket due to its design features.

Задачей настоящего изобретения является уменьшение массы ступени ракеты и увеличение потенциально возможного количества ступеней относительно прототипа, что, в свою очередь, приведет к увеличению дальности полета ракеты и массы полезного груза относительно ракеты.The objective of the present invention is to reduce the mass of the rocket stage and increase the potential number of stages relative to the prototype, which, in turn, will lead to an increase in the flight range of the rocket and the mass of the payload relative to the rocket.

Поставленная задача достигается тем, что многоступенчатая ракета содержит корпус, ракетные двигатели, баки горючего, баки окислителя, межступенчатые отсеки, отсек для полезного груза и головной обтекатель, причем часть ракеты, находящаяся выше отсека для полезного груза, разделена на сегменты, сегменты размещены один над другим, причем баки горючего и окислителя размещены в каждом сегменте, причем каждый сегмент разделен на пропорциональные части, верхняя сторона каждого сегмента и верхняя сторона отсека для полезного груза являются головными обтекателеми, перед отсеком для полезного груза размещены топливные баки, связанные с ракетными двигателями, нижняя часть сегмента повторяет верхнюю часть предыдущего сегмента.The task is achieved in that a multi-stage rocket contains a hull, rocket engines, fuel tanks, oxidizer tanks, interstage compartments, a payload compartment and a head fairing, with the part of the rocket located above the payload compartment being divided into segments, the segments are placed one above another, with fuel and oxidizer tanks located in each segment, with each segment divided into proportional parts, the upper side of each segment and the upper side of the payload compartment with a fairing, fuel tanks connected with rocket engines are placed in front of the payload compartment, the lower part of the segment repeats the upper part of the previous segment.

Причем верхняя сторона каждого сегмента изолирована от термического воздействия головного обтекателя.Moreover, the upper side of each segment is isolated from the thermal effects of the head fairing.

Причем головной способ отделения отработавших частей многоступенчатой ракеты включает запуск ракеты и последующее отделение отработавших частей ракеты, причем отделение отработавших сегментов ракеты осуществляют поочередно после опустошения баков горючего и окислителя отделяемого сегмента, начиная с самого дальнего сегмента относительно ракетных двигателей, причем сегмент разъединяют на части в перпендикулярном направлении относительно продольной оси ракеты, после начала отделения сегмента питание топливом ракетных двигателей осуществляют из последующего сегмента по транзиту через топливные баки нижележащих относительно продольной оси ракеты сегментов к ракетным двигателям, причем начало полного опустошения топливных баков сегмента, примыкающего к ракетным двигателям, осуществляют после отделения всех вышележащих сегментов ракеты и дополнительное охлаждение головного обтекателя осуществляют за счет передачи тепла топливу.Moreover, the head way of separating the spent parts of a multi-stage rocket includes launching the rocket and then separating the spent rocket parts, the separation of the spent rocket segments being carried out alternately after emptying the fuel and oxidizer tanks of the separated segment, starting from the farthest segment relative to rocket engines, and the segment is separated into parts perpendicular direction relative to the longitudinal axis of the rocket, after the start of the separation of the segment, the fuel supply of rocket engines carry out from the subsequent segment in transit through the fuel tanks of the segments lying relative to the longitudinal axis of the rocket to the rocket engines, and the beginning of the complete emptying of the fuel tanks of the segment adjacent to the rocket engines is carried out after separation of all overlying rocket segments and additional cooling of the head fairing is carried out by transferring heat to the fuel .

Причем головной способ отделения отработавших частей многоступенчатой ракеты включает запуск ракеты и последующее отделение отработавших частей ракеты, причем отделение отработавших сегментов ракеты осуществляют поочередно после опустошения баков горючего и окислителя отделяемого сегмента, начиная с самого дальнего сегмента относительно ракетных двигателей, причем сегмент разъединяют на части в перпендикулярном направлении относительно продольной оси ракеты, после начала отделения сегмента питание топливом ракетных двигателей осуществляют из последующего сегмента и подают топливо к работающим двигателям, причем начало полного опустошения топливных баков сегмента, примыкающего к ракетным двигателям, осуществляют после отделения всех вышележащих сегментов ракеты и дополнительное охлаждение головного обтекателя осуществляют за счет передачи тепла топливу.Moreover, the head way of separating the spent parts of a multi-stage rocket includes launching the rocket and then separating the spent rocket parts, the separation of the spent rocket segments being carried out alternately after emptying the fuel and oxidizer tanks of the separated segment, starting from the farthest segment relative to rocket engines, and the segment is separated into parts perpendicular direction relative to the longitudinal axis of the rocket, after the start of the separation of the segment, the fuel supply of rocket engines carry out from the subsequent segment and supply fuel to the working engines, and the beginning of the complete emptying of the fuel tanks of the segment adjacent to the rocket engines is carried out after separation of all overlying rocket segments and additional cooling of the head fairing is carried out by transferring heat to the fuel.

Причем отделение частей отработавших сегментов осуществляют перпендикулярно продольной оси ракеты и смещают по направлению движения реактивной струи.Moreover, the separation of the parts of the spent segments is carried out perpendicular to the longitudinal axis of the rocket and is displaced in the direction of movement of the jet.

Причем отделение частей отработавших сегментов осуществляют перпендикулярно продольной осиMoreover, the separation of the parts of the spent segments is carried out perpendicular to the longitudinal axis

- 1 032110 ракеты и смещают по направлению движения ракеты.- 1,032,110 missiles and are displaced in the direction of movement of the missile.

Заявляемое изобретение поясняется чертежами.The claimed invention is illustrated by drawings.

На фиг. 1 изображена заявленная многоступенчатая ракета в предстартовом состоянии.In FIG. 1 shows the claimed multi-stage rocket in a pre-launch state.

На фиг. 2 изображена заявленная многоступенчатая ракета, отделяющая сегмент.In FIG. 2 shows the claimed multi-stage rocket separating the segment.

Таким образом, имеется корпус 1, в котором находятся ракетные двигатели 2, примыкающие к сегменту 3, состоящему из бака горючего 4 и бака окислителя 5, к сегменту 3 примыкает отсек для полезного груза 6, часть ракеты, находящаяся выше отсека для полезного груза 6, разделена на сегмент 7, включающий бак горючего 8 и бак окислителя 9, сегмент 10, включающий бак горючего 11 и бак окислителя 12, причем сегменты 7, 9 не содержат двигателей, размещаются один над другим и разделены на части на чертеже не показано, для возможности последующего разъединения сторона сегментов 7, 9 и сторона отсека для полезного груза 6, обращенные к носу ракеты, несут функцию головного обтекателя ракеты, сторона сегмента 7, 9 и сторона отсека для полезного груза 6, обращенные к двигателям ракеты, изогнуты согласно изгибу примыкающей стороне сегмента 7 и 9; 13 - отделяемая часть сегмента 10; 14 продольная ось ракеты.Thus, there is a housing 1 in which rocket engines 2 are located adjacent to a segment 3 consisting of a fuel tank 4 and an oxidizer tank 5, a compartment for a payload 6 adjoins a segment 3, a portion of the rocket located above a compartment for a payload 6, divided into segment 7, including a fuel tank 8 and an oxidizer tank 9, segment 10, including a fuel tank 11 and an oxidizer tank 12, and the segments 7, 9 do not contain engines, are placed one above the other and are divided into parts in the drawing not shown, for the possibility subsequent disconnection and segments 7, 9 and the side of the payload compartment 6, facing the nose of the rocket, carry the function of the head fairing of the rocket, the side of segment 7, 9 and the side of the compartment for the payload 6, facing the rocket engines, are bent according to the bend of the adjacent side of segment 7 and 9; 13 - detachable part of the segment 10; 14 the longitudinal axis of the rocket.

Головной способ отделения отработанных частей.The head way of separating waste parts.

Головной способ отделения отработанных частей многоступенчатой ракеты осуществляется описанным ниже образом.The head method for separating spent parts of a multi-stage rocket is carried out as described below.

После запуска двигателей 2 ракета ложится на заданный курс. При запуске двигателей 2 и последующей их работе потребление топлива происходит из баков 11, 12 сегмента 10, который будет отделен первым. Подача топлива из баков 11, 12 сегмента 10 осуществляется напрямую, минуя баки 4, 5 сегмента 3 и баки 8, 9 сегмента 7, следующие до работающих двигателей 2, либо подачей топлива из опустошаемых баков 11, 12 сегмента 10 через сообщающуюся сеть топливных баков 4, 5 сегмента 3 и баков 8, 9 сегмента 7, поддерживая в баках 4, 5 сегмента 3 и баках 8, 9 сегмента 7 максимальное заполнение топливом и скорейшее опустошение баков 11,12 сегмента 10, отделяемого первым.After starting engine 2, the rocket lays on a given course. When starting engine 2 and their subsequent operation, fuel consumption occurs from the tanks 11, 12 of segment 10, which will be separated first. Fuel is supplied from tanks 11, 12 of segment 10 directly, bypassing tanks 4, 5 of segment 3 and tanks 8, 9 of segment 7, next to operating engines 2, or by supplying fuel from empty tanks 11, 12 of segment 10 through an interconnected network of fuel tanks 4 , 5 of segment 3 and tanks 8, 9 of segment 7, supporting in tanks 4, 5 of segment 3 and tanks 8, 9 of segment 7 the maximum fuel filling and speedy emptying of tanks 11, 12 of segment 10 being separated first.

После опустошения баков с топливом 11, 12 сегмента 10 происходит отделение сегмента 10 из ракеты путем разделения на части 13 сегмента 10 и катапультирования этих частей 13 по безопасной траектории перпендикулярно продольной оси 14 ракеты.After emptying the fuel tanks 11, 12 of segment 10, the segment 10 is separated from the rocket by dividing into parts 13 of segment 10 and catapulting these parts 13 along a safe trajectory perpendicular to the longitudinal axis 14 of the rocket.

После отделение сегмента 10 из ракеты происходит откачивание топлива из следующих на отделение баков 8, 9 сегмента 7 по вышеописанной схеме вплоть до удаления сегмента 7, а после этого удаление сегмента 7, причем верхняя сторона 7 сегмента до удаления принимает на себя термическое воздействие атмосферы и выполняет функцию головного обтекателя.After the separation of segment 10 from the rocket, fuel is pumped out from the following tanks for separating 8, 9 of segment 7 according to the above scheme until segment 7 is removed, and then segment 7 is removed, and the upper side 7 of the segment takes on the thermal effect of the atmosphere and performs head fairing function.

После отделения сегмента 7 из ракеты происходит откачивание топлива из баков 4 и 5 сегмента 3, причем верхняя сторона отсека для полезного груза 6 принимает на себя термическое воздействие атмосферы и выполняет функцию головного обтекателя.After the separation of segment 7 from the rocket, fuel is pumped out from the tanks 4 and 5 of segment 3, and the upper side of the payload compartment 6 takes on the thermal effect of the atmosphere and acts as a head fairing.

Данная конструкция и головной способ отделения отработанных частей должены открыть новые возможности многоступенчатых ракет.This design and the leading method of separating spent parts should open up new possibilities for multi-stage missiles.

Список использованных источников.List of sources used.

1. Б.В. Грабин, О.И. Давыдов, В.И. Жихарев, А.А. Золотов, А.А. Иванов, В.К. Свердюк. Основы конструирования ракет-носителей космических аппаратов, Москва, Машиностроение, 1991, в главе I Методологические основы конструирования ракет-носителей, с. 14.1. B.V. Grabin, O.I. Davydov, V.I. Zhikharev, A.A. Zolotov, A.A. Ivanov, V.K. Sverdyuk. Fundamentals of designing spacecraft launch vehicles, Moscow, Mechanical Engineering, 1991, in chapter I Methodological principles of designing launch vehicles, p. 14.

2. В.И. Феодосьев, Основы техники ракетного полета, Москва, Главная редакция физикоматематической литературы Наука, 1979, во II главе Основы устройства баллистических ракет дальнего действия и ракет-носителей, с. 64-65 - прототип.2. V.I. Feodosiev, Fundamentals of Rocket Flight Techniques, Moscow, Main Edition of Physics and Mathematics Literature Nauka, 1979, in Chapter II of the Fundamentals of the Design of Long-Range Ballistic Missiles and Launchers, p. 64-65 is a prototype.

Claims (6)

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯCLAIM 1. Многоступенчатая ракета, содержащая корпус, ракетные двигатели, баки горючего, баки окислителя, межступенчатые отсеки, отсек для полезного груза и головной обтекатель, отличающаяся тем, что часть ракеты, находящаяся выше отсека для полезного груза, разделена на сегменты, сегменты размещены один над другим, причем баки горючего и окислителя размещены в каждом сегменте, причем каждый сегмент разделен на пропорциональные части, верхняя сторона каждого сегмента и верхняя сторона отсека для полезного груза является головным обтекателем, перед отсеком для полезного груза размещены топливные баки, связанные с ракетными двигателями, нижняя часть сегмента повторяет верхнюю часть предыдущего сегмента.1. A multistage rocket containing a housing, rocket engines, fuel tanks, oxidizer tanks, interstage compartments, a payload compartment and a head fairing, characterized in that the part of the rocket located above the payload compartment is divided into segments, the segments are placed one above another, with fuel and oxidizer tanks located in each segment, each segment divided into proportional parts, the upper side of each segment and the upper side of the payload compartment being the head fairing, not Fuel tanks associated with rocket engines are located in the payload compartment, the lower part of the segment repeats the upper part of the previous segment. 2. Многоступенчатая ракета по п.1, отличающаяся тем, что верхняя сторона каждого сегмента изолирована от термического воздействия головного обтекателя.2. Multistage rocket according to claim 1, characterized in that the upper side of each segment is isolated from the thermal effects of the head fairing. 3. Способ эксплуатации многоступенчатой ракеты по пп.1, 2, включающий запуск ракеты и последующее отделение отработавших частей ракеты, отличающийся тем, что отделение отработавших сегментов ракеты осуществляют поочередно после опустошения баков горючего и окислителя отделяемого сегмента, начиная с самого дальнего сегмента относительно ракетных двигателей, причем сегмент разъединяют на части в перпендикулярном направлении относительно продольной оси ракеты, после начала отделения сегмента, питание топливом ракетных двигателей осуществляют из последующего сегмента 3. The method of operating a multi-stage rocket according to claims 1, 2, comprising launching the rocket and subsequent separation of the spent rocket parts, characterized in that the separation of the rocket spent segments is carried out alternately after emptying the fuel and oxidizer tanks of the separated segment, starting from the farthest segment relative to rocket engines moreover, the segment is disconnected into parts in the perpendicular direction relative to the longitudinal axis of the rocket, after the separation of the segment has begun, the rocket engine fuel is tvlyayut from the following segments - 2 032110 по транзиту через топливные баки нижележащих относительно продольной оси ракеты сегментов к ракетным двигателям, причем начало полного опустошения топливных баков сегмента, примыкающего к ракетным двигателям, осуществляют после отделения всех вышележащих сегментов ракеты, дополнительное охлаждение головного обтекателя осуществляют за счет передачи тепла топливу.- 2 032110 in transit through fuel tanks of segments lying relative to the longitudinal axis of the rocket to rocket engines, with the beginning of the complete emptying of the fuel tanks of the segment adjacent to the rocket engines being carried out after separation of all overlying rocket segments, additional cooling of the head fairing is carried out by transferring heat to the fuel. 4. Способ эксплуатации многоступенчатой ракеты по пп.1, 2, включающий запуск ракеты и последующее отделение отработавших частей ракеты, отличающийся тем, что отделение отработавших сегментов ракеты осуществляют поочередно после опустошения баков горючего и окислителя отделяемого сегмента, начиная с самого дальнего сегмента относительно ракетных двигателей, причем сегмент разъединяют на части в перпендикулярном направлении относительно продольной оси ракеты, после начала отделения сегмента, питание топливом ракетных двигателей осуществляют из последующего сегмента и подают топливо к работающим двигателям, причем начало полного опустошения топливных баков сегмента, примыкающего к ракетным двигателям, осуществляют после отделения всех вышележащих сегментов ракеты, дополнительное охлаждение головного обтекателя осуществляют за счет передачи тепла топливу.4. A method of operating a multi-stage rocket according to claims 1, 2, comprising launching the rocket and subsequent separation of the spent parts of the rocket, characterized in that the separation of the spent rocket segments is carried out alternately after emptying the fuel and oxidizer tanks of the separated segment, starting from the farthest segment relative to rocket engines moreover, the segment is disconnected into parts in the perpendicular direction relative to the longitudinal axis of the rocket, after the separation of the segment has begun, the rocket engine fuel is tvlyayut of the subsequent segment and fuel is supplied to the engine is running, the beginning of complete segment emptying fuel tanks adjacent the missile engine, carried out after removal of all missiles overlying segments fairing additional cooling is effected by heat transfer to the fuel. 5. Способ эксплуатации многоступенчатой ракеты по пп.1-4, отличающийся тем, что отделение частей отработавших сегментов осуществляют перпендикулярно продольной оси ракеты и смещают по направлению движения реактивной струи.5. A method of operating a multi-stage rocket according to claims 1 to 4, characterized in that the separation of the parts of the spent segments is perpendicular to the longitudinal axis of the rocket and is displaced in the direction of movement of the jet. 6. Способ эксплуатации многоступенчатой ракеты по пп.1-4, отличающийся тем, что отделение частей отработавших сегментов осуществляют перпендикулярно продольной оси ракеты и смещают по направлению движения ракеты.6. A method of operating a multi-stage rocket according to claims 1 to 4, characterized in that the separation of parts of the spent segments is carried out perpendicular to the longitudinal axis of the rocket and is displaced in the direction of movement of the rocket.
EA201600177A 2016-01-04 2016-01-04 Multi-stage rocket and method of operating the same EA032110B1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EA201600177A EA032110B1 (en) 2016-01-04 2016-01-04 Multi-stage rocket and method of operating the same

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EA201600177A EA032110B1 (en) 2016-01-04 2016-01-04 Multi-stage rocket and method of operating the same

Publications (2)

Publication Number Publication Date
EA201600177A1 EA201600177A1 (en) 2017-07-31
EA032110B1 true EA032110B1 (en) 2019-04-30

Family

ID=59383886

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EA201600177A EA032110B1 (en) 2016-01-04 2016-01-04 Multi-stage rocket and method of operating the same

Country Status (1)

Country Link
EA (1) EA032110B1 (en)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112115551A (en) * 2020-09-11 2020-12-22 北京星途探索科技有限公司 Prediction method for interstage thermal separation motion of carrier rocket

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4131065A (en) * 1977-06-06 1978-12-26 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Missile system
RU2532321C2 (en) * 2012-12-06 2014-11-10 Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" Light-class single-stage carrier rocket

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4131065A (en) * 1977-06-06 1978-12-26 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Missile system
RU2532321C2 (en) * 2012-12-06 2014-11-10 Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" Light-class single-stage carrier rocket

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Б.В. Грабин и др. Основы конструирования ракет-носителей космических аппаратов. М., Машиностроение, 1991, с. 14-15 *

Also Published As

Publication number Publication date
EA201600177A1 (en) 2017-07-31

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US11976612B2 (en) Ramjet propulsion method
JP2016026125A5 (en)
US20120181373A1 (en) Projectile and method that include speed adjusting guidance and propulsion systems
EA032110B1 (en) Multi-stage rocket and method of operating the same
RU2693122C2 (en) Multistage rocket and method of separating used parts
RU2562826C1 (en) Increasing efficiency of space rocket with mid-flight liquid-propellant engine
US20150246736A1 (en) Reusable Staging System For Launch Vehicles
RU2693093C2 (en) Multi-stage rocket and head method of used parts separation
RU2532321C2 (en) Light-class single-stage carrier rocket
RU2352894C1 (en) Underwater missile
RU2215981C2 (en) Cruising missile in transportation-launching container
US3540679A (en) Unified rocket control
US9169806B2 (en) Propulsion system for flying machine, particularly for a missile
RU176695U1 (en) Two-stage rocket
RU93522U1 (en) BALLISTIC MISSILE
EA030668B1 (en) Multi-stage rocket and method for operating the same
US4625649A (en) Projectiles
RU2746471C1 (en) Reusable launch vehicle stage
US3430900A (en) Tube launched rocket with detaching spin vanes
RU61681U1 (en) MULTI-STAGE CARRIER ROCKET
RU2551181C2 (en) Method for obtaining additional pulse of missile thrust, and inter-stage accelerator for its implementation (versions)
RU2629048C1 (en) Rocket and solid-propellant rocket engine
RU2386921C1 (en) Multistage anti-aircraft missile and method of its tactical employment
RU2754475C1 (en) Hypersonic rocket missile
RU155579U1 (en) MULTISTAGE ROCKET

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A Lapse of a eurasian patent due to non-payment of renewal fees within the time limit in the following designated state(s)

Designated state(s): AM AZ BY KZ KG TJ TM RU