RU176695U1 - Двухступенчатая ракета - Google Patents
Двухступенчатая ракета Download PDFInfo
- Publication number
- RU176695U1 RU176695U1 RU2017133947U RU2017133947U RU176695U1 RU 176695 U1 RU176695 U1 RU 176695U1 RU 2017133947 U RU2017133947 U RU 2017133947U RU 2017133947 U RU2017133947 U RU 2017133947U RU 176695 U1 RU176695 U1 RU 176695U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rocket
- compartment
- additional fuel
- stage
- fuel
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- 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)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
Abstract
Полезная модель относится к ракетной технике, в частности к двухступенчатым ракетам, и может быть использована в ракетостроении.Задачей данной полезной модели является создание возможности отделения отработавших конструктивных частей двухступенчатой ракеты в слоях атмосферы и за ее пределами, с максимальным ускорением, без отделения жидкостных ракетных двигателей. Что в свою очередь расширит сферу ее применения, а также даст возможность: более быстрого набора скорости относительно прототипа; увеличить дальность полета ракеты и массу полезного груза относительно ракеты, по отношению к прототипу.Поставленная задача достигается тем, что двухступенчатая содержащая корпус, головной обтекатель, после которого последовательно расположены относительно продольной оси дополнительный топливный отсек с возможностью его отделения от ракеты, оснащенный дополнительными топливными баками; отсек для полезного груза; топливные баки, связанные с ракетными двигателями, причем все топливные баки соединены трубопроводами в единую систему, причем дополнительный топливный отсек разделен вдоль продольной оси на пропорциональные части, с возможностью разъединения перпендикулярно продольной оси. 2 ил.
Description
Полезная модель относится к ракетной технике, в частности к двухступенчатым ракетам, и может быть использована в ракетостроении.
Известна 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].
Однако конструкция этой ракеты имеет недостатки, заключающиеся в дополнительном увеличении диаметра ракеты по ходу ее продольной оси, которая приводит к дополнительным энергетическим затратам на преодоление лобового сопротивления, образованию поперечных моментов при передаче тяговых усилий, появлению возмущающих моментов при разделении ступеней и потере в тяге из-за несоосности сопл, что сокращает сферу применения данной ракеты.
Известна твердотопливная многоступенчатая ракета с поперечным разделением разгонных ступеней, содержащая: корпус, сопло, топливные заряды, воспламенители, межступенчатые отсеки, отсек для полезного груза и головной обтекатель. В ракете 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].
Однако конструкция этой ракеты имеет недостатки, заключающиеся в том, что требуется наличие двигателя к каждой ступени, что приводит к увеличению массы ракеты относительно полезного груза, сокращает потенциально возможное количество ступеней, относительно заявляемой ракеты.
Известна одноступенчатая ракета-носитель легкого класса, взятая в качестве прототипа, состоящая из двигательной установки с одним или несколькими жидкостными ракетными двигателями и топливного бака, отличающаяся тем, что одноступенчатая ракета-носитель оснащена одним-двумя дополнительными топливными баками, которые по тандемной схеме последовательно расположены на топливном баке ракеты-носителя с помощью проставки, при этом баки горючего и окислителя дополнительных топливных баков соединены трубопроводами с баками горючего и окислителя топливного бака одноступенчатой ракеты-носителя и установлены с возможностью отделения [3].
Однако конструкция этой ракеты имеет недостатки, заключающиеся в том, что данный конструктивный вариант не предусматривает способа отделения дополнительных топливных баков, без снижения ускорения ракеты, что повышает расход топлива относительно заявляемой полезной модели.
Известными способами нельзя разделить части конструкции заявляемой ракеты во время ее полета, так как известные способы включают: либо отделение дополнительных топливных баков моноблоком, либо запуск ракеты, отработку топливного заряда, последовательное разрушение механических связей между соединительным отсеком и двигателем последующей ступени, отделение последующей ступени от соединительного отсека и запуске двигателя последующей ступени [2, 3].
Однако эти способы обладают недостатком, не позволяющим разделить заявляемую ракету, ввиду ее конструктивных особенностей.
Целью данной полезной модели является расширение сферы применения ракеты, создание возможности более быстрого набора скорости относительно прототипа.
Задачей данной полезной модели является создание возможности отделения отработавших конструктивных частей двухступенчатой ракеты в слоях атмосферы и за ее пределами, с максимальным ускорением, без отделения жидкостных ракетных двигателей. Что в свою очередь расширит сферу ее применения, а также даст возможность: более быстрого набора скорости относительно прототипа; увеличить дальность полета ракеты и массу полезного груза относительно ракеты, по отношению к прототипу.
Поставленная задача достигается тем, что двухступенчатая ракета, содержащая корпус, головной обтекатель, после которого последовательно расположены относительно продольной оси дополнительный топливный отсек с возможностью его отделения от ракеты, оснащенный дополнительными топливными баками; отсек для полезного груза; топливные баки, связанные с ракетными двигателями, причем все топливные баки соединены трубопроводами в единую систему, причем дополнительный топливный отсек разделен вдоль продольной оси на пропорциональные части, с возможностью разъединения перпендикулярно продольной оси.
Причем топливные баки дополнительного топливного отсека разделены на пропорциональные части двойными перегородками, герметично разделяющей перегородкой каждую часть топливного бака, для удерживания остаточного топливного запаса при разделении топливного бака на части.
Причем верхняя сторона отсека для полезного груза является головным обтекателем или содержит головной обтекатель.
Причем дополнительный топливный отсек содержит в себе по меньшей мере один дополнительный отсек для полезного груза.
Причем верхняя сторона дополнительного топливного бака изолирована от термического воздействия головного обтекателя промежуточным слоем изоляционного материала, в качестве которого может выступать керамика, графит, тугоплавкие металлы, карбиды асбо-эпоксидные или фенольные смолы и др., либо самостоятельно, либо совместно с другими материалами.
Причем топливный трубопровод проходит через головной обтекатель или примыкает к нему, для уменьшения нагрузки от термического воздействия на головной обтекатель.
Причем на внешней стороне дополнительного топливного отсека находится по меньшей мере один клапан, который содержит воздухозаборник и/или установлен под углом обеспечивающим воздействие лобового сопротивления атмосферы на клапан, для нагнетания воздуха при открытии клапана между частями дополнительного топливного отсека, причем клапан связывает внешнюю среду с внутренним пространством между частями дополнительного топливного отсека, служащий для нагнетания воздуха между частями дополнительного топливного отсека, что создает давление воздуха, которое используют совместно с пиротолкателями или без таковых, для разъединения дополнительного топливного отсека на части поперечно продольной оси ракеты и отделения частей дополнительного топливного отсека от ракеты.
Причем воздухозаборник-клапан дополнительного топливного отсека выполнен выдвижным и/или регулируемым, например поворотным и/или закрыт отстреливающейся заглушкой.
Причем содержит по меньшей мере один дополнительный топливный отсек по продольной схеме, соединенный с корпусом ракеты посредством поперечных фланцевых стыков, с возможностью отделения от ракеты.
Причем дополнительные топливные отсеки продольной схемы содержат ракетные двигатели.
Заявляемая полезная модель поясняется чертежами, где:
На фиг. 1 изображена заявленная двухступенчатая ракета в предстартовом состоянии;
На фиг. 2 изображена заявленная двухступенчатая ракета, отделяющая дополнительный топливный отсек.
Таким образом двухступенчатая ракета содержит корпус 1, размещенный в нем дополнительный топливный отсек 2 разделен вдоль продольной оси 3 ракеты на часть 4 и часть 5, с возможностью отделения от ракеты и разъединения относительно друг друга перпендикулярно продольной оси, с помощью индивидуальных пиротолкателей (на чертеже не показаны). Причем топливный отсек 2 разделен либо двойной перегородкой (на чертеже не показана) герметично разделяющей перегородкой каждую часть топливного бака, либо разделен фланцевыми стыками (на чертеже не показаны) по линии разделения на пирокреплениях, с сохранением общих топливных и внутрисегментных полостей. Топливный отсек 2 содержит головной обтекатель 6, бак окислителя 7, бак горючего 8. После дополнительного топливного отсека 2 расположен отсек для полезного груза 9 с головным обтекателем 10, топливный отсек 11, содержащий бак окислителя 12 и бак горючего 13, к которому примыкают ракетные двигатели 14.
Способ отделения отработанных частей двухступенчатой ракеты
Способ отделения отработанных частей двухступенчатой ракеты осуществляется следующим образом: после запуска двигателей 14 ракета ложится на заданный курс. При запуске двигателей 14 и последующей их работе потребление топлива происходит из баков 7, 8 топливного отсека 2. Подача топлива из баков 7, 8 топливного отсека 2 в двигатели 14 осуществляется напрямую, минуя баки 12, 13 топливного отсека 11. Либо подачей топлива из опустошаемых баков 7, 8 по сообщающейся топливной сети через баки 12, 13, с поддержанием в баках 12, 13 максимального заполнения топливом.
После опустошения баков 7, 8 осуществляют отделение топливного отсека 2 от ракеты, путем расстыковки топливного отсека 2 с ракетой при помощи пиротолкателя (на чертеже не показан), и разъединения топливного отсека 2 пиротолкателем (на чертеже не показан) на часть 4 и часть 5 перпендикулярно продольной оси 3, за счет импульса расстыковки между собой и последующего воздействия атмосферного лобового сопротивления, проникающего в пространство между частью 4, частью 5 и отсеком для полезного груза 9. Таким образом часть 4 и часть 5 смещается в безопасную для полета ракеты зону.
Расчетный угол и скорость поворота части 4 и части 5 относительно ракеты выбирают такими, чтобы обеспечить траекторию увода части 4 и части 5, исключающую повреждение конструкции ракеты (что особенно важно для многоразового основного разгонного блока). Отталкивающая сила для расстыковки и сдвига части 4 и части 5 также может быть создана либо толкателями (пружинными, пневматическими или гидравлическими), либо газодинамическими (специальными пороховыми реактивными двигателями или реактивными двигателями, использующими сброс газов наддува из баков дополнительных разгонных блоков), либо комбинацией этих способов.
После отделения топливного отсека 2 от ракеты происходит откачивание топлива из баков 12 и 13 топливного отсека 11, причем отсек для полезного груза 9 принимает на себя нагрузку лобового сопротивления ракеты с атмосферой, что актуально например для крылатых ракет или космических ракет с достаточно прочным отсеком для полезного груза 9 и осуществляющих свое отделение в достаточно разряженной атмосфере для сохранения целостности ракеты. В иных случаях верхняя сторона отсека для полезного груза 9 является головным обтекателем или содержит головной обтекатель 10, который принимает на себя нагрузку лобового сопротивления ракеты с атмосферой.
Данная конструкция двухступенчатой ракеты даст возможность более быстрого набора скорости относительно прототипа, увеличению дальности полета ракеты и массы полезного груза относительно ракеты, по отношению к прототипу, а также расширит сферу ее применения, например в качестве космической или крылатой ракеты.
Список использованных источников
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.
2. В.И. Феодосьев, Основы техники ракетного полета, Москва, Главная редакция физико-математической литературы «Наука», 1979, во II главе «Основы устройства баллистических ракет дальнего действия и ракет-носителей». С. 64-65.
3. Одноступенчатая ракета-носитель легкого класса: пат. 2532321, Рос. Федерация: МПК B64G 1/22 / Бюл. №17. / Б.И. Савельев; дата публ.: 20.06.2014 - прототип.
Claims (10)
1. Двухступенчатая ракета, содержащая корпус, головной обтекатель, после которого последовательно расположены относительно продольной оси дополнительный топливный отсек с возможностью его отделения от ракеты, оснащенный дополнительными топливными баками, отсек для полезного груза, топливные баки, связанные с ракетными двигателями, причем все топливные баки соединены трубопроводами в единую систему, отличающаяся тем, что дополнительный топливный отсек разделен вдоль продольной оси на пропорциональные части с возможностью их разъединения перпендикулярно продольной оси.
2. Двухступенчатая ракета по п. 1, отличающаяся тем, что топливные баки дополнительного топливного отсека разделены на пропорциональные части двойными перегородками, герметично разделяющими каждую часть топливного бака.
3. Двухступенчатая ракета по п. 1, отличающаяся тем, что верхняя сторона отсека для полезного груза является головным обтекателем или содержит головной обтекатель.
4. Двухступенчатая ракета по п. 1, отличающаяся тем, что дополнительный топливный отсек содержит в себе по меньшей мере один дополнительный отсек для полезного груза.
5. Двухступенчатая ракета по п. 1, отличающаяся тем, что верхняя сторона дополнительного топливного бака изолирована от термического воздействия головного обтекателя промежуточным слоем изоляционного материала.
6. Двухступенчатая ракета по п. 1 или 3, отличающаяся тем, что топливный трубопровод проходит через головной обтекатель или примыкает к нему.
7. Двухступенчатая ракета по п. 1 или 2, отличающаяся тем, что на внешней стороне дополнительного топливного отсека находится по меньшей мере один клапан, который содержит воздухозаборник и/или установлен под углом, обеспечивающим воздействие лобового сопротивления атмосферы на клапан, причем капан связывает внешнюю среду с внутренним пространством между частями дополнительного топливного отсека.
8. Двухступенчатая ракета по п. 1, отличающаяся тем, что воздухозаборник клапан дополнительного топливного отсека выполнен выдвижным и/или регулируемым, например поворотным, и/или закрыт отстреливающейся заглушкой.
9. Двухступенчатая ракета по п. 1, отличающаяся тем, что содержит по меньшей мере один дополнительный топливный отсек по продольной схеме, соединенный с корпусом ракеты посредством поперечных фланцевых стыков с возможностью отделения от ракеты.
10. Двухступенчатая ракета по п. 9, отличающаяся тем, что дополнительные топливные отсеки продольной схемы содержат ракетные двигатели.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017133947U RU176695U1 (ru) | 2017-09-28 | 2017-09-28 | Двухступенчатая ракета |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017133947U RU176695U1 (ru) | 2017-09-28 | 2017-09-28 | Двухступенчатая ракета |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU176695U1 true RU176695U1 (ru) | 2018-01-25 |
Family
ID=61024352
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2017133947U RU176695U1 (ru) | 2017-09-28 | 2017-09-28 | Двухступенчатая ракета |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU176695U1 (ru) |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5141181A (en) * | 1989-10-05 | 1992-08-25 | Leonard Byron P | Launch vehicle with interstage propellant manifolding |
RU2035358C1 (ru) * | 1989-05-09 | 1995-05-20 | Р.Крисвелл Дэвид | Ракета-носитель многократного использования и многокомпоновочная транспортная система |
RU2053168C1 (ru) * | 1993-03-19 | 1996-01-27 | Мишин Василий Павлович | Ракетный блок многоразового использования |
RU2081036C1 (ru) * | 1995-10-18 | 1997-06-10 | Иванов Михаил Юрьевич | Двухступенчатая ракета-носитель |
RU2532321C2 (ru) * | 2012-12-06 | 2014-11-10 | Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Одноступенчатая ракета-носитель легкого класса |
RU2595092C1 (ru) * | 2015-07-28 | 2016-08-20 | Общество с ограниченной ответственностью "КосмоКурс" (ООО "КосмоКурс") | Способ выведения на орбиту полезной нагрузки ракетой-носителем |
-
2017
- 2017-09-28 RU RU2017133947U patent/RU176695U1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2035358C1 (ru) * | 1989-05-09 | 1995-05-20 | Р.Крисвелл Дэвид | Ракета-носитель многократного использования и многокомпоновочная транспортная система |
US5141181A (en) * | 1989-10-05 | 1992-08-25 | Leonard Byron P | Launch vehicle with interstage propellant manifolding |
RU2053168C1 (ru) * | 1993-03-19 | 1996-01-27 | Мишин Василий Павлович | Ракетный блок многоразового использования |
RU2081036C1 (ru) * | 1995-10-18 | 1997-06-10 | Иванов Михаил Юрьевич | Двухступенчатая ракета-носитель |
RU2532321C2 (ru) * | 2012-12-06 | 2014-11-10 | Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Одноступенчатая ракета-носитель легкого класса |
RU2595092C1 (ru) * | 2015-07-28 | 2016-08-20 | Общество с ограниченной ответственностью "КосмоКурс" (ООО "КосмоКурс") | Способ выведения на орбиту полезной нагрузки ракетой-носителем |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN113108654B (zh) | 一种空气水冲压组合跨介质反舰反潜导弹 | |
Lancaster | Jet propulsion engines | |
Naumann et al. | Double-pulse solid rocket motor technology-applications and technical solutions | |
US11976612B2 (en) | Ramjet propulsion method | |
EP0683376B1 (en) | Airbreathing propulsion assisted gun-launched projectiles | |
Feodosiev et al. | Introduction to rocket technology | |
RU2693093C2 (ru) | Многоступенчатая ракета и головной способ отделения отработанных частей | |
RU2215981C2 (ru) | Крылатая ракета в транспортно-пусковом контейнере | |
RU2693122C2 (ru) | Многоступенчатая ракета и способ отделения отработанных частей | |
RU2352894C1 (ru) | Ракета с подводным стартом | |
RU176695U1 (ru) | Двухступенчатая ракета | |
RU2315261C2 (ru) | Устройство стабилизации авиационной крылатой ракеты | |
US3540679A (en) | Unified rocket control | |
CN103192988A (zh) | 飞船 | |
US3754725A (en) | Auxiliary rocket apparatus for installation on a missile to impart a roll moment thereto | |
RU2410291C1 (ru) | Сверхзвуковая ракета с двигателем на порошкообразном металлическом горючем | |
RU2527250C2 (ru) | Способ уменьшения донного сопротивления и отсоса пограничного слоя подвижных, например, метаемых, тел в форме снаряда или пули с преимущественно оживальной или заострённой носовой частью и тело в форме снаряда или пули с преимущественно оживальной или заострённой носовой частью | |
US11655055B2 (en) | System and method for aerodynamic drag reduction in airborne systems and vehicles | |
RU61681U1 (ru) | Многоступенчатая ракета-носитель | |
RU93522U1 (ru) | Баллистическая ракета | |
RU155579U1 (ru) | Многоступенчатая ракета | |
RU2693091C2 (ru) | Многоступенчатая ракета и способ отделения отработанных частей | |
EA032110B1 (ru) | Многоступенчатая ракета и способ ее эксплуатации | |
RU2386921C1 (ru) | Многоступенчатая зенитная ракета и способ ее боевого применения | |
RU73468U1 (ru) | Многоступенчатая ракета-носитель |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM9K | Utility model has become invalid (non-payment of fees) |
Effective date: 20190929 |