RU2072952C1 - Method of delivery of payload by solid-propellant rocket to near-earth orbit and solid-propellant rocket used for realization of this method - Google Patents
Method of delivery of payload by solid-propellant rocket to near-earth orbit and solid-propellant rocket used for realization of this method Download PDFInfo
- Publication number
- RU2072952C1 RU2072952C1 RU93048257A RU93048257A RU2072952C1 RU 2072952 C1 RU2072952 C1 RU 2072952C1 RU 93048257 A RU93048257 A RU 93048257A RU 93048257 A RU93048257 A RU 93048257A RU 2072952 C1 RU2072952 C1 RU 2072952C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rocket
- stage
- thrust
- payload
- engine
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при разработке способов доставки полезного груза (орбитального космического аппарата) на околоземную орбиту твердотопливной ракетой, а также при разработке твердотопливных многоступенчатых ракет, используемых для вышеуказанной цели. The invention relates to rocket and space technology and can be used in the development of methods for delivering a payload (orbiting spacecraft) to near-Earth orbit with a solid fuel rocket, as well as in the development of solid fuel multi-stage rockets used for the above purpose.
Изобретения относятся к классу твердотопливных ракет, для которых существует ряд преимуществ по сравнению с широко используемыми в настоящее время жидкостными ракетами. Эти преимущества заключаются в следующем: нет потребности в специальном космодроме со сложным технологическим оборудованием; твердотопливную ракету можно запускать с любого места, куда может быть доставлена ракета с пусковым стендом; высокая степень готовности к старту, т. к. отсутствует необходимость заправки ракет компонентами топлива. Кроме того, экспертный анализ показал, что эксплуатация твердотопливных ракет экологически существенно более чистая по сравнению с ракетами на двигателях с токсичным жидким топливом. Так, в процессе предстартовой подготовки при обслуживании жидкостных ракетных двигателей происходит утечка весьма ядовитых компонентов и тем самым происходит загрязнение окружающей среды в районе стартовой позиции полигона, что отсутствует при предстартовой подготовке твердотопливных двигателей. При падении отработанной ступени с жидкостным двигателем происходит разбрызгивание остатков топлива в радиусе до 20 км. Остатки топлива в баках и в системах подачи его для двигателей жидкостных ракет являются их особенностью, а с точки зрения экологической чистоты существенным недостатком, в то время как в отработанных двигательных установках на твердом топливе они отсутствуют, т.к. выгорание твердого топлива происходит полностью. The inventions belong to the class of solid propellant rockets, for which there are a number of advantages compared to the currently widely used liquid rockets. These advantages are as follows: there is no need for a special spaceport with sophisticated technological equipment; a solid fuel rocket can be launched from any place where a rocket with a launch stand can be delivered; high degree of readiness for launch, because there is no need to refuel missiles with fuel components. In addition, expert analysis showed that the operation of solid-fuel rockets is environmentally significantly cleaner than rockets with engines with toxic liquid fuels. So, in the process of prelaunch preparation when servicing liquid-propellant rocket engines, highly toxic components leak and thereby environmental pollution occurs in the area of the starting position of the test site, which is absent during prelaunch preparation of solid-fuel engines. When the spent stage falls with a liquid engine, fuel residues are sprayed in a radius of up to 20 km. The fuel residues in the tanks and in its supply systems for liquid rocket engines are their feature, and from the point of view of environmental cleanliness, they are a significant drawback, while they are absent in spent solid-fuel propulsion systems, because solid fuel burnup occurs completely.
Вышеприведенные рассуждения нисколько не умаляют необходимость применения жидкостных ракет (жидкостные ракеты незаменимы, например, при запуске пилотируемых космических аппаратов, т.к. у них более низкие значения перегрузок на активном участке траектории (АУТ) по сравнению с твердотопливными), а эти рассуждения показывают, что наряду с жидкостными ракетами могут быть широко использованы в космической технике и твердотопливные ракеты. The above reasoning does not detract from the need to use liquid rockets (liquid rockets are indispensable, for example, when launching manned spacecraft, because they have lower values of overloads on the active section of the trajectory (AWT) compared to solid-fuel ones), and these arguments show that along with liquid rockets can be widely used in space technology and solid rockets.
Однако при использовании для вывода на орбиту космических аппаратов с помощью твердотопливных ракет возникает ряд особенностей, характерных только для класса ракет, и эти особенности необходимо учитывать при разработке способов и конструкций твердотопливных ракет, предназначенных для использования в космических проектах. However, when using spacecraft for launching into orbit with solid-propellant rockets, a number of features arise that are specific only to the class of rockets, and these features must be taken into account when developing methods and designs of solid-propellant rockets intended for use in space projects.
К этим особенностям относятся: наличие твердых частиц в продуктах сгорания твердого топлива, воздействие которых на оборудование орбитального космического аппарата (ОКА), например на оптику, фотоэлементы солнечных батарей, приводит к затемнению их рабочих поверхностей и соответственно к ухудшению их функциональных характеристик. Поэтому необходимо при разработке способа и конструкции твердотопливной ракеты стремиться к исключению воздействия на оборудование ОКА продуктов сгорания твердого топлива, двигателей разгонных ступеней ракеты и малогабаритных управляющих двигательных установок. These features include: the presence of solid particles in the solid fuel combustion products, the impact of which on the equipment of the orbiting spacecraft (OKA), for example, optics, solar cells, darkens their working surfaces and, accordingly, worsens their functional characteristics. Therefore, when developing a method and design of a solid-fuel rocket, it is necessary to strive to exclude the impact on the OKA equipment of solid fuel combustion products, rocket upper stage engines and small-sized control propulsion systems.
Также необходимо учитывать и следующую особенность, возникающую при отделении отработавших степеней, которая в принципе может быть актуальной и для жидкостных ракет, если в них, так же как и в твердотопливной ракете, используются для разделения ступеней твердотопливные управляющие тормозные двигательные установки (ТДУ), сопловые блоки которых направлены в сторону ОКА. It is also necessary to take into account the following feature arising in the separation of spent degrees, which in principle can be relevant for liquid rockets, if they, like solid rockets, use solid fuel control brake propulsion systems (TDU), nozzle blocks of which are directed towards OKA.
Также необходимо учитывать особенность, связанную с выбором времени сброса главного обтекателя (ГО), закрывающего ОКА от аэродинамического воздействия на АУТе, и особенность, связанную с выбором устройства, обеспечивающего сброс головного обтекателя. С одной стороны, сброс ГО на малой высоте, например на высоте 70 км, приводит к увеличению располагаемого веса выводимой полезной нагрузки, но при этом на ОКА воздействуют аэродинамические и тепловые потоки, а для увода самого ГО требуется двигательная установка (двигатель увода) и, что самое нежелательное, на ОКА воздействуют продукты сгорания топлива как отделившейся разгонной ступени, так и тормозных двигательных установок. It is also necessary to take into account the peculiarity associated with the choice of the discharge time of the main fairing (GO), which closes the OKA from aerodynamic effects at the AUT, and the feature associated with the choice of the device that provides the discharge of the head fairing. On the one hand, the discharge of civil defense at a low altitude, for example, at an altitude of 70 km, leads to an increase in the available weight of the output payload, but aerodynamic and heat fluxes act on the airspace, and for the removal of the civil defense itself, a propulsion system (removal motor) is required and, what is most undesirable, the combustion products of both the separated accelerating stage and the brake propulsion systems affect the OKA.
Сброс же ГО на большей высоте (>70 км) с одной стороны повышает защищенность ОКА от внешних воздействий, а с другой стороны, приводит к уменьшению располагаемой массы выводимого полезного груза. Следовательно, необходим выбор оптимальной комбинации параметров: высоты сброса ГО и средств его увода, при которых исключается воздействие на ОКА продуктов сгорания твердого топлива, воздействие аэродинамических и тепловых потоков, и приводящие к минимально возможному проигрышу в располагаемой массе выводимого полезного груза. The discharge of GO at a higher altitude (> 70 km) on the one hand increases the security of the OKA from external influences, and on the other hand, leads to a decrease in the available mass of the output payload. Therefore, it is necessary to choose the optimal combination of parameters: discharge height of GO and means of its removal, at which the impact on the OKA of solid fuel combustion products, the effect of aerodynamic and heat flows, and leading to the minimum possible loss in the available mass of the output payload, are excluded.
Также необходимо разрабатывать вопрос об оптимальном функционировании двигательной установки доводочной ступени. It is also necessary to develop the question of the optimal functioning of the propulsion system of the finishing stage.
Все вышеизложенное позволяет сделать вывод о том, что актуальным является как сам вопрос об использовании твердотопливных ракет для вывода ОКА на околоземную орбиту, так и вопрос об обеспечении максимальной защиты выводимого ОКА от продуктов сгорания твердого топлива и воздействия аэродинамических и тепловых потоков. Из анализа уровня техники в качестве аналога авторы выбирают способ запуска известной твердотопливной ракеты "Минитмен" (см. Балабух Л.И. и др. Основы строительной механики ракет. М. Высшая школа, 1969, с.259, фиг.27.3в)[1]
Наиболее близким по технической сущности к заявляемому способу является способ доставки полезного груза на ракете, основанный на разделении ступеней и запуске последующей ступени после окончания работы предыдущей ступени, сбросе тяги и отделении головного обтекателя (см. Колсников К.С. Козлов В.И. Кокушкин В.В. Динамика разделения ступеней летательных аппаратов. М. Машиностроение, 1977, с.10-13)[2]
Недостатком прототипа [2] является отсутствие в нем указаний на конкретные действия и режимы способа, приводящие к повышению защищенности ОКА от воздействий, перечисленных выше.All of the above allows us to conclude that the issue of using solid-propellant rockets to bring the OKA into near-Earth orbit, as well as the question of ensuring maximum protection of the displayed OKA from solid fuel combustion products and the effects of aerodynamic and heat flows, is relevant. From the analysis of the prior art, as an analog, the authors choose the method of launching the well-known solid-fuel rocket "Minitman" (see Balabukh LI and others. Fundamentals of the construction mechanics of rockets. M. Higher School, 1969, p. 259, Fig.27.3v) [ 1]
The closest in technical essence to the claimed method is a method of delivering payload on a rocket, based on the separation of stages and the launch of the next stage after the end of the previous stage, dumping the thrust and separating the head fairing (see Kolsnikov K.S. Kozlov V.I. Kokushkin VV Dynamics of the separation of the stages of aircraft. M. Mechanical Engineering, 1977, p.10-13) [2]
The disadvantage of the prototype [2] is the lack of indications of specific actions and modes of the method, leading to increased security of the OKA from the effects listed above.
Технической задачей, решаемой заявляемым способом, является уменьшение воздействий продуктами сгорания на ОКА при выводе его на околоземную орбиту с помощью твердотопливной ракеты. The technical problem solved by the claimed method is to reduce the effects of combustion products on the OKA when it is placed in low Earth orbit using a solid rocket.
Поставленная техническая задача решается тем, что в известном способе доставки полезного груза твердотопливной ракетой на околоземную орбиту, основанном на разделении ступеней и запуске последующей ступени после окончания работы предыдущей ступени, сбросе тяги и отделении головного обтекателя, согласно изобретению, полезный груз доставляют в расчетную точку траектории в два этапа на многоступенчатой твердотопливной ракете с доводочной ступенью с двигателем коррекции, при этом на первом этапе осуществляют выгорание топлива в ее разгонных ступенях с последовательными временными паузами между окончанием работы каждой ее предыдущей разгонной ступени и началом работы каждой ее последующей разгонной ступени, а на втором этапе отделяют доводочную ступень, корректируют кинематические параметры посредством сил тяги двигателя коррекции доводочной ступени. The stated technical problem is solved by the fact that in the known method of delivering payload with a solid rocket to low Earth orbit, based on the separation of stages and the launch of the next stage after the end of the previous stage, dumping traction and separation of the head fairing, according to the invention, the payload is delivered to the calculated point of the trajectory in two stages on a multi-stage solid-fuel rocket with a lapping stage with a correction engine, while at the first stage, fuel is burned out in its acceleration stages with successive time pauses between the end of each of its previous booster stages and the start of each of its subsequent booster stages, and at the second stage the lapping stage is separated, the kinematic parameters are corrected by the thrust forces of the lapping stage correction engine.
Частные признаки, характеризующие способ. Private signs characterizing the method.
Полезный груз доставляют на многоступенчатой твердотопливной ракете с управляющими двигателями малой тяги. The payload is delivered on a multi-stage solid propellant rocket with low thrust control engines.
Выгорание топлива в разгонных ступенях осуществляют до минимального расчетного значения тяги. Burnout of fuel in the upper stages is carried out to the minimum design value of thrust.
Управляют ракетой на последней паузе с помощью двигателя малой тяги в виде газореактивной системы ориентации последней разгонной ступени. The missile is controlled at the last pause with the help of a thruster in the form of a gas-reactive orientation system of the last accelerating stage.
Отделяют полезный груз. Separate the payload.
Выгорание топлива в последней разгонной ступени осуществляют полное, до величины тяги, меньшей минимальной расчетной. Burnout of fuel in the last booster stage is carried out completely, to a thrust value less than the minimum calculated.
Управление ракетой на участке выгорания топлива в двигателе последней разгонной ступени от момента времени выхода двигателя на режим минимальной расчетной тяги до полного выгорания топлива осуществляют путем повторного включения двигателей малой тяги в виде газореактивной системы ориентации последней разгонной ступени. The rocket is controlled at the site of fuel burnup in the engine of the last accelerating stage from the time the engine reaches the minimum design thrust mode until the fuel is completely burned out by re-engaging small engines in the form of a gas-reactive orientation system of the last accelerating stage.
Отделение головного обтекателя осуществляют на паузе до включения двигателя последней разгонной ступени. The separation of the head fairing is carried out on a pause until the last acceleration stage engine is switched on.
Перед отделением головного обтекателя ракету отклоняют на расчетный угол в плоскости, содержащей продольную ось ракеты, сообщают головному обтекателю скорость относительно ракеты, а затем через расчетное время отклоняют ракету на новый расчетный угол в плоскости, содержащей продольную ось ракеты. Before separating the head fairing, the missile is deflected by a calculated angle in a plane containing the longitudinal axis of the rocket, the speed relative to the rocket is reported to the head fairing, and then, after the estimated time, the rocket is deflected to a new calculated angle in the plane containing the longitudinal axis of the rocket.
Головному обтекателю сообщают скорость относительно ракеты с помощью импульса сил толкателей. The head fairing is informed of the speed relative to the rocket by means of an impulse of pusher forces.
Доводочную ступень отделяют от последней разгонной ступени после полного выгорания топлива в ней. The lapping stage is separated from the last booster stage after complete burnout of the fuel in it.
Коррекцию кинематических параметров на втором этапе осуществляют за счет сил тяги двигателя коррекции, приложенных по толкающей схеме. Correction of kinematic parameters at the second stage is carried out due to the thrust forces of the correction engine, applied according to the push pattern.
Обнуление тяги двигателя коррекции осуществляют гашением его твердотопливного заряда посредством сброса давления в двигателе путем вскрытия дополнительных сопел. Zeroing the thrust of the correction engine is carried out by quenching its solid fuel charge by depressurizing the engine by opening additional nozzles.
Дополнительные сопла двигателя коррекции направлены в заднюю полусферу доводочной ступени так, что их силы тяги самоуравновешены. Additional nozzles of the correction engine are directed into the rear hemisphere of the lapping stage so that their traction forces are self-balanced.
После достижения на спаде тяги двигателя коррекции в его дополнительных соплах определенного ее значения отделяют полезный груз. After reaching a correction in the thrust of the engine thrust in its additional nozzles of a certain value, the payload is separated.
Отделяют полезный груз с использованием импульса сил толкателей. Separate the payload using the momentum of the pusher forces.
Расчетный угол отклонения ракеты перед отделением головного обтекателя в пределах 15-20o.The estimated angle of deflection of the rocket before the separation of the head fairing in the range of 15-20 o .
Ракету отклоняют на новый расчетный угол через 10-15 с после отделения головного обтекателя. The missile is deflected to a new design angle 10-15 seconds after separation of the head fairing.
Ракету после отделения головного обтекателя отклоняют на новый расчетный угол, находящийся в пределах 15-20o.The missile after separation of the head fairing is rejected at a new design angle, which is in the range of 15-20 o .
Выгорание топлива в разгонных ступенях ракеты осуществляют до минимальной расчетной тяги, находящейся в пределах от 0,5% до 1% номинальной тяги двигателя соответствующей разгонной ступени. The combustion of fuel in the upper stages of the rocket is carried out to the minimum design thrust, which is in the range from 0.5% to 1% of the nominal engine thrust of the corresponding upper stage.
Полное выгорание топлива в последней разгонной ступени ракеты осуществляют до величины, меньшей минимальной расчетной тяги и находящейся в пределах от 0,1% до 0% номинальной тяги двигателя последней разгонной ступени. Complete burnout of fuel in the last booster stage of the rocket is carried out to a value less than the minimum design thrust and is in the range from 0.1% to 0% of the rated engine thrust of the last booster stage.
Отделение головного обтекателя осуществляют на высоте более 100 км. The head fairing is carried out at an altitude of more than 100 km.
Скорость полезного груза относительно доводочной ступени после его отделения находится в пределах 0,1 м/с 2,5 м/с. The speed of the payload relative to the finishing stage after its separation is within 0.1 m / s 2.5 m / s.
Недостатки аналога [1] те же, что и прототипа [2]
В качестве ближайшего аналога (прототипа) к заявляемой твердотопливной ракете принята известная ракета "Сатурн V", содержащая последовательно соединенные разгонные ступни, отсеки, двигатели, узлы разделения, полезный груз и головной обтекатель (см. Балабух Л.И. и др. с.258)[3]
Недостатком известной ракеты-аналога [1] и прототипа [3] является отсутствие в ней указаний на конкретные элементы конструкции, приводящие к повышению защищенности ОКА от воздействий.The disadvantages of the analogue [1] are the same as the prototype [2]
As the closest analogue (prototype) to the claimed solid fuel rocket, the well-known Saturn V rocket is adopted, containing sequentially connected accelerating feet, compartments, engines, separation units, payload and head fairing (see L. Balabukh et al. 258) [3]
A disadvantage of the known rocket-analogue [1] and prototype [3] is the absence in it of indications of specific structural elements, leading to increased security of the OKA from impacts.
Техническая задача, решаемая заявляемой ракетой, та же, что и в заявляемом способе, и достигается тем, что в известной [3] ракете, содержащей последовательно соединенные разгонные ступени, отсеки, двигатели, узлы разделения, полезный груз и головной обтекатель, согласно изобретению, ракета снабжена доводочной ступенью с двигателем коррекции малой тяги с сопловыми блоками, при этом доводочная ступень соединена с последней разгонной ступенью, а двигатели разгонных ступеней выполнены твердотопливными. The technical problem solved by the claimed rocket is the same as in the claimed method, and is achieved by the fact that in the known [3] rocket containing sequentially connected booster stages, compartments, engines, separation units, payload and head fairing, according to the invention, the rocket is equipped with a lapping stage with a thrust correction engine with nozzle blocks, while the lapping stage is connected to the last booster stage, and the booster stage engines are solid fuel.
Частные признаки, характеризующие конструкцию ракеты. Private signs characterizing the design of the rocket.
Ракета дополнительно снабжена управляющими двигательными установками малой тяги с сопловыми блоками. The missile is additionally equipped with low thrust control propulsion systems with nozzle blocks.
Управляющие двигательные установки малой тяги выполнены на твердом топливе. Small thrust control propulsion systems are solid fuel.
Двигатель коррекции малой тяги доводочной ступени выполнен на твердом топливе. The engine for correction of small thrust of the finishing stage is solid fuel.
Узлы разделения каждой предыдущей разгонной ступени от соответствующей последующей разгонной ступени выполнены в виде продольных и поперечных детонирующих удлиненных зарядов, уложенных на соединяющих ступени отсеках. The nodes for separating each previous booster stage from the corresponding subsequent booster stage are made in the form of longitudinal and transverse detonating elongated charges placed on the compartments connecting the steps.
Управляющие двигатели малой тяги на всех, кроме последней, разгонных ступенях своими сопловыми блоками ориентированы в сторону полезного груза и под углом к продольной оси ракеты. The low thrust control engines on all but the last accelerating stages with their nozzle blocks are oriented towards the payload and at an angle to the longitudinal axis of the rocket.
Сопловые блоки двигателя коррекции доводочной ступени направлены в заднюю полусферу доводочной ступени. The nozzle blocks of the lapping stage correction engine are directed to the rear hemisphere of the lapping stage.
На сопловом блоке последней разгонной ступени установлена управляющая двигательная установка в виде газореактивной системы организации. On the nozzle block of the last booster stage, a control propulsion system is installed in the form of a gas-reactive organization system.
Узлы отделения полезного груза выполнены в виде распадающихся узлов крепления и толкателей. The nodes of the payload compartment are made in the form of decaying attachment points and pushers.
Двигатель коррекции доводочной ступени снабжен дополнительными соплами, отклоненными на угол 60-80o от продольной оси доводочной ступени, сгруппированы парами и расположенными равномерно по периметру через 120o по периметру ракеты.The lapping stage correction engine is equipped with additional nozzles deflected at an angle of 60-80 o from the longitudinal axis of the lapping stage, grouped in pairs and arranged uniformly around the perimeter through 120 o around the perimeter of the rocket.
Ракета содержит четыре разгонные ступени. The rocket contains four booster stages.
Ракета содержит пять разгонных ступеней. The rocket contains five booster stages.
Узлы отделения последней разгонной ступени от доводочной снабжены механическими толкателями. The nodes of the separation of the last booster stage from the finishing are equipped with mechanical pushers.
Узлы отделения последней разгонной ступени от доводочной дополнены двигателями малой тяги, ориентированными своими сопловыми блоками в сторону полезного груза и под углом к продольной оси ракеты. The separation units of the last booster stage from the finishing stage are supplemented by small thrust engines oriented by their nozzle blocks towards the payload and at an angle to the longitudinal axis of the rocket.
Угол между осью соплового блока управляющей двигательной установки и продольной осью ракеты находится в пределах 10- 80o.The angle between the axis of the nozzle block of the control propulsion system and the longitudinal axis of the rocket is in the range of 10-80 o .
Механический толкатель содержит предварительно сжатый упругий элемент. The mechanical pusher contains a pre-compressed elastic element.
Механический толкатель содержит сжатый газ. The mechanical pusher contains compressed gas.
Выполнение в заявленной ракете узлов отделения последней разгонной ступени от доводочной ступени, узлов отделения ГО и полезного груза в виде механических толкателей обусловлено тем, что обтекатель согласно способу отделяют на последней паузе до включения двигателя последней разгонной ступени, последнюю разгонную ступень от доводочной отделяют после полного выгорания в ней топлива, а полезный груз от доводочной ступени после практически полного обнуления тяги двигателя коррекции доводочной ступени, т.к. при этих режимах в заявляемом способе для разделения требуются небольшие усилия, которые могут развивать механические толкатели, при этом отпадает необходимость в тормозной двигательной установке на последней разгонной ступени, в двигателе увода ГО, необходимость тормозить доводочную ступень ее двигателем коррекции и, следовательно, исключается воздействие продуктов сгорания их топлива на ОКА. The execution in the declared rocket of the units of separation of the last booster stage from the lapping stage, units of the GO separation and payload in the form of mechanical pushers is due to the fact that the fairing according to the method is separated at the last pause before the engine of the last booster stage is turned on, the last booster stage from the finishing stage is separated after burnout fuel in it, and the payload from the finishing stage after almost completely zeroing the engine thrust of the finishing stage correction, because under these conditions, in the inventive method, small efforts are required that mechanical pushers can develop, while there is no need for a braking propulsion system at the last accelerating stage, in the GO removal engine, it is not necessary to brake the finishing stage with a correction motor and, therefore, the product is excluded combustion of their fuel on the OKA.
Таким образом, заявляемые способ и ракета объединены единым изобретательским замыслом и составляют группу изобретений. Thus, the claimed method and rocket are united by a single inventive concept and constitute a group of inventions.
На фиг. 1 изображена ракета с четырьмя разгонными ступенями, на фиг.2 - выноска I фиг.1, на фиг.3 выноска II фиг.1, 5, на фиг.4 циклограмма работы ракетных двигателей для четырехступенчатной ракеты, на фиг.5 ракета с пятью разгонными ступенями, а фиг.6 циклограмма работы ракетных двигателей для пятиступенчатой ракеты. In FIG. 1 shows a rocket with four booster steps, FIG. 2 shows a leader I of FIG. 1, FIG. 3 calls a leader II of FIGS. 1, 5, FIG. 4 shows a sequence diagram of rocket engines for a four-stage rocket, and FIG. 5 shows a five-rocket by accelerating steps, and FIG. 6 is a sequence diagram of rocket engines for a five-stage rocket.
Конкретный пример реализации четырехступенчатой ракеты-носителя. A specific example of the implementation of a four-stage launch vehicle.
Четырехступенчатая твердотопливная ракета-носитель (фиг. 1) содержит последовательно соединенные посредством отсеков четыре разгонные ступени 1, 2, 3, 4 с двигателями на твердом топливе и с управляющими двигательными установками малой тяги с сопловыми блоками, доводочную ступень 5, соединенную с последней разгонной ступенью и содержащую двигатель коррекции малой тяги с сопловыми блоками, полезный груз 6 и головной обтекатель 7, соединенные с доводочной ступенью 5, узлы отделения доводочной ступени, головного обтекателя и полезного груза, узлы отделения каждой предыдущей разгонной ступени от соответствующей последующей разгонной ступени, выполненные в виде продольных и поперечных детонирующих удлиненных зарядов 8, уложенных на соединяющих ступени отсеках, и двигателей 9 малой тяги (фиг.2), установленных на всех, кроме последней, разгонных ступенях 1, 2, 3 с ориентированными своими сопловыми блоками 10 (фиг.2) в сторону полезного груза 6 и под углом к продольной оси ракеты, при этом угол между осью соплового блока управляющей двигательной установки и продольной осью ракеты находится в пределах 10-80o, а узлы отделения последней разгонной ступени от доводочной ступени 5. В этом случае, когда по условиям компоновки невозможна установка механических толкателей, для отделения последней разгонной ступени от доводочной устанавливают вместо них управляющие ДУ (на чертежах не показаны), при этом угол между ее сопловым блоком и продольной осью ракеты выбирают из условия обеспечения максимальной защищенности космического аппарата. Узлы отделения головного обтекателя 7 от доводочной ступени 5 и космического аппарата выполнены в виде механических толкателей 11, а сопловые блоки 12 двигателя коррекции 13 доводочной ступени 5 ориентированы в сторону, противоположную полезному грузу 6, и дополнительные сопла 16 этого двигателя отклонены на угол 60-80o oт продольной оси доводочной ступени и направлены в ее заднюю полусферу, при этом на сопловом блоке 14 последней разгонной ступени 4 установлена управляющая двигательная установка в виде газореактивной системы ориентации 15 (фиг.1).The four-stage solid propellant booster rocket (Fig. 1) contains four
В том случае когда импульса разрывных болтов недостаточно для отделения последней разгонной ступени от доводочной ступени, дополнительно устанавливаются механические толкатели 11. In the case when the impulse of the bursting bolts is not enough to separate the last booster stage from the finishing stage,
Конкретный пример реализации способа для четырехступенчатой ракеты. A specific example of the implementation of the method for a four-stage rocket.
Способ доставки полезного груза 6 твердотопливной ракетой на околоземную орбиту основан на том, что полезный груз 6 выводят в расчетную точку траектории в два этапа на многоступенчатой твердотопливной ракете-носителе с разгонными ступенями 1, 2, 3, 4 с управляющими двигателями 9 малой тяги и доводочной ступенью 5 с двигателем коррекции и головным обтекателем, при этом на первом этапе осуществляют выгорание топлива в ее разгонных ступенях 1, 2, 3, кроме последней 4, до минимального расчетного значения тяги, находящейся в пределах от 0,5% до 1% номинальной тяги двигателя соответствующей разгонной ступени и с последовательными временными паузами между окончанием работы каждой ее предыдущей разгонной ступени и началом работы каждой ее последующей разгонной ступени, осуществляют сброс головного обтекателя 7, а управляют ракетой на последней паузе с помощью двигателя малой тяги в виде газореактивной системы ориентации 15 последней разгонной ступени 4, а на втором этапе отделяют доводочную ступень 5 и корректируют кинематические параметры посредством сил тяги двигателя коррекции доводочной ступени. Выгорание топлива в последней разгонной ступени осуществляют полное, до величины тяги, меньшей минимальной расчетной и находящейся в пределах от 0,1% до 0% номинальной тяги двигателя последней разгонной ступени, управление ракетой на участке выгорания топлива в двигателе последней разгонной ступени от момента времени выхода двигателя на режим расчетной минимальной тяги до полного без остатка выгорания топлива осуществляют путем повторного включения двигателей малой тяги в виде газореактивной системы ориентации 15 последней разгонной ступени 4, а сброс головного обтекателя 7 осуществляют на паузе до включения двигателя последней разгонной ступени 4, для чего сначала ракету отклоняют на расчетный угол в плоскости, содержащую продольную ось ракеты (расчетный угол отклонения ракеты перед сбросом головного обтекателя находится в пределах 15-20o), с помощью импульса сил толкателей 11 на высоте более 100 км сообщают головному обтекателю 7 скорость относительно ракеты, а затем чеpез расчетное время отклоняют ракету (через 10-15 с после сброса головного обтекателя) на новый расчетный угол (ракету после сброса головного обтекателя отклоняют на новый расчетный угол, находящийся в пределах 15-20o ), в плоскости, содержащую продольную ось ракеты, а последнюю разгонную ступень отделяют от доводочной ступени после полного выгорания топлива в разгонной ступени и с помощью импульса сил толкателей, при этом коррекцию кинематических параметров на втором этапе осуществляют за счет сил тяги двигателя коррекции 13, приложенных по толкающей схеме, а обнуление тяги двигателя коррекции 13 осуществляют путем вскрытия дополнительных сопел, установленных под углом 60-80o к продольной оси доводочной ступени, направленных в заднюю полусферу доводочной ступени и самоуравновешенных. Затем после достижения на спаде тяги ее определенного значения отделяют полезный груз с помощью импульса сил толкателей.The method for delivering a
Конструкция пятиступенчатой ракеты (фиг.5) и способ доставки полезного груза пятиступенчатой твердотопливной ракетой не требуют дополнительных пояснений, а при помощи этой ракеты возможно доставлять больший груз. The design of the five-stage rocket (Fig. 5) and the method of delivering the payload of a five-stage solid-fuel rocket do not require additional explanations, and with the help of this rocket it is possible to deliver a larger load.
На циклограмме, фиг.4, точками 0, 2, 4 и 8, соответственно, обозначено начало работы твердотопливных двигателей (четырехступенчатой ракеты-носителя) первой и второй, третьей и четвертой разгонных ступеней, а точками 1, 3 и 5, соответственно, обозначено начало работы тормозных двигателей первой, второй и третьей разгонных ступеней. Точкой 6 обозначено начало работы первого включения газореактивной системы ориентации. Точкой 7 обозначен момент времени, соответствующий сбросу головного обтекателя на паузе, на высоте более 100 км, между временем окончания работы двигательной установки третьей разгонной ступени и временем начала работы двигателя четвертой разгонной ступени. Точкой 9 обозначено начало работы второго включения газореактивной систем ориентации. Точкой 20 обозначен момент времени выгорания топлива в двигателе четвертой разгонной ступени до величины тяги в нем 0,1-0% от номинальной. Точкой 11 обозначено время начала работы двигательной установки (двигателя коррекции) доводочной ступени, а точкой 12 время начала обнуления двигательной установки доводочной ступени (задействование дополнительных сопел). Точкой 13 обозначен момент времени отделения ОКА. On the cyclogram, figure 4, points 0, 2, 4 and 8, respectively, indicate the beginning of the operation of solid fuel engines (four-stage launch vehicle) of the first and second, third and fourth accelerating stages, and points 1, 3 and 5, respectively, indicate the beginning of the operation of brake engines of the first, second and third accelerating stages.
На фиг.6 показана циклограмма работы двигателей пятиступенчатой ракеты, аналогичная циклограмме работы четырехступенчатой ракеты. Figure 6 shows the sequence diagram of the engines of a five-stage rocket, similar to the sequence diagram of the four-stage rocket.
Каждый признак способа и каждый признак ракеты необходим, а вместе они достаточны для достижения поставленной технической задачи уменьшение воздействий на ОКА при выводе его на околоземную орбиту с помощью твердотопливной ракеты-носителя. Отсутствие хотя бы одного из отличительных признаков не позволяет решить поставленную в заявке техническую задачу. Each feature of the method and each feature of the rocket is necessary, and together they are sufficient to achieve the technical objective of reducing the effects on the OKA when it is put into low Earth orbit using a solid rocket launch vehicle. The absence of at least one of the distinguishing features does not allow us to solve the technical problem posed in the application.
Рассмотрим последовательно отличительные признаки. Consider successively distinctive features.
1. Выгорание топлива в последней разгонной ступени осуществляют полное, до величины, меньшей минимальной расчетной тяги и находящейся в пределах от 0% до 0,1% номинальной тяги двигателя последней разгонной ступени, при этом последнюю разгонную ступень отделяют от доводочной ступени, после полного выгорания в последней ступени топлива. 1. The combustion of fuel in the last booster stage is complete, to a value less than the minimum design thrust and in the range from 0% to 0.1% of the rated thrust of the engine of the last booster stage, while the last booster stage is separated from the finishing stage, after complete burnout in the last stage of fuel.
Наличие данной совокупности признаков позволяет осуществить отделение последней разгонной ступени от доводочной ступени без использования тормозных двигательных установок. The presence of this set of features allows the separation of the last booster stage from the finishing stage without the use of brake propulsion systems.
В заявляемом же способе разделение ступеней (последней разгонной от доводочной) осуществляется после полного выгорания топлива в последней разгонной ступени, что соответствует 0-0,1% от номинальной тяги и составляет 0-10 кг остаточной тяги. При таких значениях остаточной тяги применение толкателей приемлемо как по габаритам, так и по массе. In the claimed method, the separation of the stages (the last booster from the finishing) is carried out after the fuel burns up in the last booster stage, which corresponds to 0-0.1% of the nominal thrust and is 0-10 kg of residual thrust. With these values of residual traction, the use of pushers is acceptable both in size and in weight.
Замена ТДУ на толкатели в заявляемом техническом решении позволяет исключить воздействие продуктов сгорания ТДУ на ОКА. Replacing TDU with pushers in the claimed technical solution eliminates the effect of combustion products of TDU on OKA.
Рассматриваемая совокупность отличительных признаков способствует решению поставленной технической задачи еще и по следующей причине. После отделения последней разгонной ступени от доводочной ступени разгонная ступень может вращаться вокруг своего центра масс. В известных технических решениях [1, 2] указанное обстоятельство приводит к воздействию на ОКА продуктов сгорания от двигателя последней разгонной ступени, т.к. остаточная тяга его составляет 50-100 кг. В заявляемом техническом решении воздействие продуктов сгорания топлива последней разгонной ступени практически исключено, так как его остаточная тяга практически равна нулю. The considered set of distinctive features contributes to the solution of the technical task for the following reason. After separating the last booster stage from the finishing stage, the booster stage can rotate around its center of mass. In known technical solutions [1, 2], this circumstance leads to the effect on the OKA of combustion products from the engine of the last accelerating stage, since its residual thrust is 50-100 kg. In the claimed technical solution, the effect of the products of the combustion of the fuel of the last booster stage is practically excluded, since its residual thrust is practically zero.
Рассмотренная совокупность признаков способа взаимосвязана со следующими совокупностями признаков способа и конструкции ракеты, без которых ее реализация была бы невозможна. Это следующая совокупность признаков. The considered set of features of the method is interconnected with the following sets of features of the method and design of the rocket, without which its implementation would be impossible. This is the following set of features.
1.1 Управление ракетой на участке выгорания топлива в двигателе последней разгонной ступени от момента времени выхода двигателя на режим расчетной минимальной тяги до полного выгорания топлива осуществляют путем повторного включения двигателей малой тяги в виде газореактивной системы ориентации последней разгонной ступени. 1.1 Control of a rocket at a site of fuel burnup in the engine of the last booster stage from the time the engine reaches the calculated minimum thrust mode to complete burnout of the fuel is carried out by re-engaging small engines in the form of a gas-reactive orientation system of the last booster stage.
1.2 Узлы отделения последней разгонной ступени от доводочной ступени выполнены в виде разрывных болтов и толкателей. 1.2 The nodes of the separation of the last booster stage from the finishing stage are made in the form of explosive bolts and pushers.
Рассмотрим следующую совокупность признаков способа. Consider the following set of features of the method.
2. Сброс головного обтекателя осуществляется на паузе до включения двигателя последней разгонной ступени. 2. The head fairing is reset on pause until the last acceleration stage engine is switched on.
В рассматриваемой совокупности признаков важно, что ГО сбрасывается на паузе (отсутствуют силы взаимодействия между ГО и ракетой, обусловленные перегрузками), и важно, что ГО сбрасывают именно на последней паузе, что соответствует высоте более 100 км, поскольку на этой высоте практически отсутствуют аэродинамические силы, прижимающие ГО к ракете. In the considered set of features, it is important that the GO is reset at the pause (there are no forces of interaction between the GO and the missile due to overloads), and it is important that the GO are dropped at the last pause, which corresponds to an altitude of more than 100 km, since there are practically no aerodynamic forces at this altitude pressing GO to the rocket.
Рассматриваемая совокупность признаков способствует решению поставленной в заявке технической задачи, т.к. сброс ГО на высоте более 100 км практически исключает воздействие на ОКА аэродинамических и тепловых потоков. The considered set of features contributes to the solution of the technical problem posed in the application, because the discharge of GO at an altitude of more than 100 km virtually eliminates the impact on aerospace aerodynamic and heat flows.
Отсутствие усилий в стыке ГО с ракетой позволяет воспользоваться малогабаритными механическими толкателями для отделения ГО от ракеты и отказаться от двигателей увода. The lack of effort at the junction of the GO with the rocket allows using small-sized mechanical pushers to separate the GO from the rocket and abandon the withdrawal engines.
В известных технических решениях на ОКА воздействуют как аэродинамические и тепловые потоки, так и продукты сгорания, в заявляемом же техническом решении эти воздействия исключены. In well-known technical solutions, aerodynamic and heat fluxes as well as combustion products affect the OKA, while in the claimed technical solution, these effects are excluded.
Рассмотренная совокупность признаков способа взаимосвязана со следующими совокупностями признаков способа и ракеты соответственно, без которых ее реализация была бы невозможной. The considered set of features of the method is interconnected with the following sets of features of the method and the rocket, respectively, without which its implementation would be impossible.
Это следующие совокупности признаков. These are the following sets of features.
2.1. Сначала ракету отклоняют на расчетный угол (расчетный угол разворота ракеты перед сбросом ГО находится в пределах 15- 20o), с помощью импульса сил механических толкателей сообщают головному обтекателю скорость относительно ракеты, а затем через расчетное время отклоняют ракету (через 15-20 с после сброса головного обтекателя) на новый расчетный угол, находящийся в пределах 15-20o). Эта совокупность признаков позволяет также исключить соударение сброшенного ГО с ракетой после включения ее последней разгонной ступени.2.1. First, the missile is deflected by the calculated angle (the estimated angle of rotation of the rocket before the GO discharge is within 15-20 o ), with the help of an impulse of the mechanical pusher forces, the speed relative to the rocket is reported to the head fairing, and then the missile is deflected after the estimated time (15-20 s after resetting the head fairing) to a new design angle, which is in the range of 15-20 o ). This set of features also makes it possible to exclude the collision of a dropped HE with a missile after turning on its last booster stage.
2.2. Узлы отделения головного обтекателя от доводочной ступени выполнены в виде разрывных болтов и механических толкателей. 2.2. The nodes of the separation of the head fairing from the finishing stage are made in the form of explosive bolts and mechanical pushers.
Рассмотрим следующую совокупность признаков. Consider the following set of features.
3. Коррекцию кинематических параметров на втором этапе осуществляют за счет сил тяги двигателя коррекции, приложенных по толкающей схеме, а обнуление тяги двигателя коррекции осуществляют путем вскрытия дополнительных сопел, направленных в заднюю полусферу доводочной ступени и самоуравновешенных. 3. Correction of the kinematic parameters in the second stage is carried out due to the thrust forces of the correction motor applied according to the pushing scheme, and the thrust of the correction motor is zeroed by opening additional nozzles directed to the rear hemisphere of the lapping stage and self-balanced.
В толкающей схеме газы из двигателя коррекции истекают в направлении, противоположном ОКА, что исключает воздействие газов на ОКА. In the push pattern, the gases from the correction engine flow in the opposite direction to the OKA, which eliminates the effect of gases on the OKA.
При обнулении газы также не воздействуют на ОКА, т.к. истекают в заднюю полусферу доводочной ступени. В известных технических решениях использовалось реверсирование тяги, что приводило к воздействию газов на ОКА. Самоуравновешивание сил тяги при обнулении достигается за счет распределения пар сопел по периметру и через 120o.When zeroing, gases also do not affect the OKA, because expire in the rear hemisphere of the lapping stage. In known technical solutions, thrust reversal was used, which led to the action of gases on the OKA. Self-balancing traction when zeroing is achieved by distributing the pairs of nozzles around the perimeter and through 120 o .
Таким образом, доказано, что каждый признак заявляемых способа и ракеты необходим, а все вместе необходимы в целом и направлены на решение поставленной технической задачи. Thus, it is proved that every feature of the claimed method and rocket is necessary, and all together are necessary in general and are aimed at solving the technical problem.
Claims (40)
2,5 м/с.23. The method according to PP. 1 and 15, characterized in that the speed of the payload relative to the finishing stage after its separation is within 0.1
2.5 m / s.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU93048257A RU2072952C1 (en) | 1993-10-18 | 1993-10-18 | Method of delivery of payload by solid-propellant rocket to near-earth orbit and solid-propellant rocket used for realization of this method |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU93048257A RU2072952C1 (en) | 1993-10-18 | 1993-10-18 | Method of delivery of payload by solid-propellant rocket to near-earth orbit and solid-propellant rocket used for realization of this method |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU93048257A RU93048257A (en) | 1997-01-27 |
| RU2072952C1 true RU2072952C1 (en) | 1997-02-10 |
Family
ID=20148327
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU93048257A RU2072952C1 (en) | 1993-10-18 | 1993-10-18 | Method of delivery of payload by solid-propellant rocket to near-earth orbit and solid-propellant rocket used for realization of this method |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2072952C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114281090A (en) * | 2021-12-17 | 2022-04-05 | 上海宇航系统工程研究所 | Precise passivation emission control method and system for rocket tail-son stage |
| CN114412665A (en) * | 2022-01-25 | 2022-04-29 | 航天科工火箭技术有限公司 | Solid rocket ignition method and device |
-
1993
- 1993-10-18 RU RU93048257A patent/RU2072952C1/en active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 1. Балабух Л.И. и др. Основы строительной механики ракет. - М.: Высшая школа, 1969, с. 258. 2. Колесников К.С. и др. Динамика разделения ступеней летательных аппаратов. - М.: Машиностроение, 1977, с. 10 - 13. * |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114281090A (en) * | 2021-12-17 | 2022-04-05 | 上海宇航系统工程研究所 | Precise passivation emission control method and system for rocket tail-son stage |
| CN114281090B (en) * | 2021-12-17 | 2023-09-22 | 上海宇航系统工程研究所 | Rocket tail sub-level precise passivation emission control method and system |
| CN114412665A (en) * | 2022-01-25 | 2022-04-29 | 航天科工火箭技术有限公司 | Solid rocket ignition method and device |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4964340A (en) | Overlapping stage burn for multistage launch vehicles | |
| RU2161108C1 (en) | Method for orbit injection of payload by multifunctional launch vehicle of combination arrangement with cruise liquid- propellant rocket engine installations (lrei), multifunctional launch vehicle with cruise lpei and method for its development | |
| EP0508609B1 (en) | Modular solid-propellant launch vehicle and related launch facility | |
| JP4847588B2 (en) | Method for operating a combined cycle missile engine system | |
| US9475591B2 (en) | Space launch apparatus | |
| RU2072952C1 (en) | Method of delivery of payload by solid-propellant rocket to near-earth orbit and solid-propellant rocket used for realization of this method | |
| RU2562826C1 (en) | Increasing efficiency of space rocket with mid-flight liquid-propellant engine | |
| Yasuhara et al. | Advanced gel propulsion controls for kill vehicles | |
| RU2076058C1 (en) | Multi-stage missile | |
| RU2703763C1 (en) | Method of payload delivery to circumterrestrial orbits by means of space launching vehicle | |
| Naumann et al. | Green, Highly Throttleable and Safe Gelled Propellant Rocket Motors–Application Potentials for In-Space Propulsion | |
| Wiswell et al. | X-15 propulsion system | |
| Townsend | Apollo experience report: launch escape propulsion subsystem | |
| Mead, in B, Jr | Early developments in hybrid propulsion technology at the Air Force Rocket Propulsion Laboratory | |
| RU2025645C1 (en) | Rocket for space mission | |
| RU2142898C1 (en) | Method for conversion of combat solid-propellant rockets into solid-propellant space rocket and space rocket | |
| RU93048257A (en) | METHOD FOR DELIVERY OF USEFUL CARGO OF A SOLID-FUEL ROCKET TO A NEAR-EARTH ORBIT AND A SOLID-FUEL ROCKET-CARRIER FOR CARRYING OUT THE METHOD | |
| Olsen et al. | Navy Terrier LEAP third-stage propulsion | |
| Rosen | Placing the satellite in its orbit | |
| Biggs | Rocketdyne-F-1 Saturn V first stage engine | |
| Frew et al. | Titan Launch Vehicle Program Overview | |
| Haberstroh et al. | Development of a Prototype Rocket Engine for a Nanosat Launch Vehicle First Stage | |
| BOSCOV et al. | Sonda IV Brazilian rocket-The major step for the future national satellite launcher | |
| Kerstein et al. | Experimental Post Rockets of ARS of Celje in 1963-1966 | |
| Skoog | Swedish Sounding Rocket Projects |