RU2081036C1 - Two-stage launch vehicle - Google Patents
Two-stage launch vehicle Download PDFInfo
- Publication number
- RU2081036C1 RU2081036C1 RU9595117814A RU95117814A RU2081036C1 RU 2081036 C1 RU2081036 C1 RU 2081036C1 RU 9595117814 A RU9595117814 A RU 9595117814A RU 95117814 A RU95117814 A RU 95117814A RU 2081036 C1 RU2081036 C1 RU 2081036C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- stage
- block
- oxidizer
- unit
- rocket
- Prior art date
Links
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 claims abstract description 51
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 44
- 238000000926 separation method Methods 0.000 claims abstract description 16
- 239000002828 fuel tank Substances 0.000 claims abstract description 10
- 239000007788 liquid Substances 0.000 claims description 12
- 238000004891 communication Methods 0.000 claims description 10
- 230000007704 transition Effects 0.000 claims description 10
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims description 4
- 239000003380 propellant Substances 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000013461 design Methods 0.000 description 12
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 8
- 239000001257 hydrogen Substances 0.000 description 6
- 229910052739 hydrogen Inorganic materials 0.000 description 6
- MYMOFIZGZYHOMD-UHFFFAOYSA-N Dioxygen Chemical compound O=O MYMOFIZGZYHOMD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 5
- UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N Hydrogen Chemical compound [H][H] UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 4
- 230000000712 assembly Effects 0.000 description 3
- 238000000429 assembly Methods 0.000 description 3
- 230000001960 triggered effect Effects 0.000 description 3
- 230000002349 favourable effect Effects 0.000 description 2
- 239000003350 kerosene Substances 0.000 description 2
- WQGWDDDVZFFDIG-UHFFFAOYSA-N pyrogallol Chemical compound OC1=CC=CC(O)=C1O WQGWDDDVZFFDIG-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 238000005728 strengthening Methods 0.000 description 2
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000004458 analytical method Methods 0.000 description 1
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 230000006866 deterioration Effects 0.000 description 1
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 1
- 238000009826 distribution Methods 0.000 description 1
- 239000002360 explosive Substances 0.000 description 1
- 150000002431 hydrogen Chemical class 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 238000003032 molecular docking Methods 0.000 description 1
- 230000005404 monopole Effects 0.000 description 1
- 230000001590 oxidative effect Effects 0.000 description 1
- 230000003094 perturbing effect Effects 0.000 description 1
- 238000011160 research Methods 0.000 description 1
- 238000012552 review Methods 0.000 description 1
- 238000005303 weighing Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/002—Launch systems
-
- 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
- B64G1/64—Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements
- B64G1/641—Interstage or payload connectors
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к космическим летательным аппаратам и касается конструкции двухступенчатых ракет-носителей (РН), предназначенных для выведения на околоземную орбиту полезных нагрузок с целью решения задач по исследованию и освоению космического пространства. The invention relates to spacecraft and relates to the construction of two-stage launch vehicles (LV), designed to bring payloads to near-earth orbit in order to solve problems of research and exploration of outer space.
Двухступенчатая РН содержит головной блок с полезным грузом и ракетные блоки первой и второй ступеней, каждый из которых включает ракетный двигатель, топливный отсек, органы управления, аппаратуру и ряд вспомогательных систем и агрегатов. Ракетный двигатель первой ступени имеет повышенную тягу, обеспечивающую старт РН и прохождение ею плотных слоев атмосферы (см. Вахромеев Г.И. Ракеты-носители США. Обзор по материалам открытой иностранной печати. М. 1967, с. 100 105) В качестве компонентов топлива в таких двигательных установках широко используются жидкий кислород и керосин, характеризующиеся высокими энергетическими параметрами при достаточно большой их плотности. Ракетный двигатель второй ступени работает на экологически чистом криогенном топливе, состоящем из жидкого кислорода (окислитель) и жидкого водорода (горючее) (см. там же). Это топливо является наиболее эффективным на втором этапе полета, что обусловлено повышенными энергетическими характеристиками жидкого водорода при относительно малом, ввиду его низкой плотности, потребном весовом запасе. A two-stage launch vehicle contains a head unit with a payload and missile units of the first and second stages, each of which includes a rocket engine, a fuel compartment, controls, equipment and a number of auxiliary systems and assemblies. The rocket engine of the first stage has increased thrust, ensuring the launch of the launch vehicle and the passage of dense atmospheric layers (see Vakhromeev GI, United States launch vehicles. Review on materials of the open foreign press. M. 1967, p. 100 105) As fuel components in such propulsion systems, liquid oxygen and kerosene are widely used, characterized by high energy parameters at a sufficiently high density. The second stage rocket engine runs on environmentally friendly cryogenic fuel, consisting of liquid oxygen (oxidizing agent) and liquid hydrogen (fuel) (see ibid.). This fuel is the most effective at the second stage of the flight, which is due to the increased energy characteristics of liquid hydrogen at a relatively low, due to its low density, the required weight reserve.
Известна двухступенчатая РН "пакетной" компоновки, содержащая головной блок с полезным грузом и параллельно расположенные ракетные части первой и второй ступеней, из которых ракетная часть первой ступени выполнена в виде нескольких автономных ракетных блоков, соединенных с ракетным блоком второй ступени в верхнем и нижнем силовых поясах узлами силовой связи [2, с. 130, рис. 3.10 а] "Пакетная" компоновка РН позволяет при старте производить одновременный запуск двигательных установок первой и второй ступеней, что увеличивает вес полезного груза. Однако выполнение ракетной части первой ступени из нескольких автономных ракетных блоков усложняет конструкцию РН и снижает ее полетную надежность, поскольку выход из строя любого из этих блоков приводит к выходу из строя РН в целом. Known two-stage launch vehicle of the "batch" layout, containing a head unit with a payload and parallel missile units of the first and second stages, of which the missile part of the first stage is made in the form of several autonomous missile units connected to the second stage missile unit in the upper and lower power zones power communication nodes [2, p. 130, fig. 3.10 a] The "batch" layout of the launch vehicle allows, at start, to simultaneously launch the propulsion systems of the first and second stages, which increases the weight of the payload. However, the implementation of the rocket part of the first stage of several autonomous missile blocks complicates the design of the launch vehicle and reduces its flight reliability, since failure of any of these blocks leads to failure of the launch vehicle as a whole.
Наиболее близкой по совокупности признаков к предлагаемой является двухступенчатая моноблочная РН "тандемной" компоновки, содержащая головной блок с полезным грузом и расположенные последовательно ракетные блоки первой и второй ступеней, в которой ракетный блок первой ступени соединен с хвостовой частью ракетного блока второй ступени через межблочный переходной отсек, снабженный узлами разделения [2, с. 116, рис. 3.3] Выполнение первой ступени РН в виде ракетного моноблока позволяет повысить ее полетную надежность и упростить конструкцию по сравнению с ракетой "пакетной" компоновки, содержащей несколько ракетных блоков первой ступени. Однако последовательное расположение ракетных блоков ступеней не позволяет использовать на первом этапе полета ракетный двигатель второй ступени, поскольку он может быть включен только после отделения ракетного блока первой ступени. Это снижает относительную массу полезного груза РН. Кроме того, при последовательном расположении ракетных блоков первой и второй ступеней значительно увеличивается длина РН, а это приводит к необходимости дополнительного усиления ее конструкции для обеспечения необходимых прочностных характеристик на старте и в полете. При этом усиление конструкции РН приводит к ее утяжелению за счет увеличения пассивной массы и, следовательно, к дополнительному снижению относительной массы полезного груза. The closest set of features to the proposed one is a two-stage monoblock launch vehicle of the "tandem" layout, containing a head unit with a payload and sequentially located rocket blocks of the first and second stages, in which the rocket block of the first stage is connected to the tail of the rocket block of the second stage through the interunit transition compartment equipped with separation units [2, p. 116, fig. 3.3] The implementation of the first stage of the rocket launcher in the form of a monoblock allows you to increase its flight reliability and simplify the design in comparison with the rocket "package" layout, containing several missile blocks of the first stage. However, the sequential arrangement of the rocket blocks of the stages does not allow the use of a rocket engine of the second stage at the first stage of the flight, since it can only be turned on after separation of the rocket block of the first stage. This reduces the relative mass of the payload pH. In addition, with the sequential arrangement of rocket blocks of the first and second stages, the length of the launch vehicle increases significantly, and this leads to the need for additional strengthening of its design to provide the necessary strength characteristics at launch and in flight. Moreover, the strengthening of the design of the LV leads to its weight due to an increase in passive mass and, therefore, to an additional decrease in the relative mass of the payload.
Задачей изобретения является увеличение относительной массы полезного груза двухступенчатой моноблочной РН, а также повышение ее эксплуатационной технологичности. The objective of the invention is to increase the relative mass of the payload of a two-stage monoblock launch vehicle, as well as increasing its operational manufacturability.
Решение поставленной задачи обеспечивается за счет того, что в двухступенчатой ракете-носителе, содержащей ракетный блок первой ступени с межблочным отсеком, соединенным с ракетным блоком второй ступени, включающем бак криогенного горючего, бак окислителя и жидкостный ракетный двигатель, головной блок с полезным грузом и узлы силовой связи, при этом межблочный переходной отсек снабжен узлом разделения ступеней, в соответствии с изобретением ракетный блок второй ступени выполнен состоящим из двух полублоков разной длины, сопряженных боковыми сторонами: полублока окислителя, включающего в себя бак окислителя, и полублока горючего, включающего бак криогенного горючего, жидкостный ракетный двигатель и расходный трубопровод подачи окислителя для питания двигателя, причем полублок окислителя соединен узлами силовой связи с передней частью полублока горючего и подключен к его расходному трубопроводу подачи окислителя, а ракетный блок первой ступени расположен соосно за полублоком окислителя второй ступени и соединен с ним межблочным переходным отсеком. The solution to this problem is provided due to the fact that in a two-stage launch vehicle containing a first stage rocket block with an interblock compartment connected to a second stage rocket block including a cryogenic fuel tank, an oxidizer tank and a liquid propellant rocket engine, a payload head unit and units power connection, while the interblock transition compartment is equipped with a stage separation unit, in accordance with the invention, the second stage missile unit is made up of two half blocks of different lengths, paired with the main sides: a half-block of an oxidizer, which includes an oxidizer tank, and a half-block of fuel, including a cryogenic fuel tank, a liquid rocket engine and an oxidizer supply line for supplying an engine, the half-block of an oxidizer being connected by power communication units to the front of the half-block of fuel and connected to its consumption the oxidizer supply pipe, and the rocket block of the first stage is located coaxially behind the half block of the oxidizer of the second stage and is connected to it by an interblock transition compartment.
Вследствие большой разницы плотностей криогенного горючего (жидкий водород) и окислителя (жидкий кислород), используемых на второй ступени РН, размер бака криогенного горючего значительно превышает размер бака окислителя, что обусловливает большую разницу длины полублоков этой ступени. Наличие в полублоке горючего жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) дополнительно увеличивает его длину по сравнению с полублоком окислителя. Выполнение ракетного блока второй ступени из полублока окислителя и полублока горючего, сопряженных боковыми сторонами, причем меньший полублок (окислителя) соединен с передней частью большего полублока (горючего), дает возможность размещения ракетного блока первой ступени за баком окислителя второй ступени по его оси, обеспечивая за счет этого возможность параллельного расположения двигателей первой и второй ступеней. Такое конструктивное выполнение позволяет увеличить массу полезного груза РН за счет обеспечения возможности совместной работы двигателей первой и второй ступеней. Due to the large difference in the densities of the cryogenic fuel (liquid hydrogen) and the oxidizing agent (liquid oxygen) used in the second stage of the pH, the size of the cryogenic fuel tank significantly exceeds the size of the oxidizing tank, which leads to a large difference in the length of the semiblocks of this stage. The presence in the semi-block of a combustible liquid rocket engine (LRE) further increases its length compared to the semi-block of an oxidizer. The implementation of the rocket block of the second stage from the half block of the oxidizer and half block of fuel, conjugated to the sides, the smaller half block (oxidizer) connected to the front of the larger half block (fuel), makes it possible to place the rocket block of the first stage behind the oxidizer tank of the second stage along its axis, providing due to this, the possibility of parallel arrangement of the engines of the first and second stages. This design allows you to increase the mass of the payload of the launch vehicle by providing the possibility of joint operation of the engines of the first and second stages.
Выполнение ракетного блока второй ступени из двух параллельно установленных цилиндрических полублоков, сопряженных боковыми сторонами, приводит к значительному сокращению длины этого блока. При этом последовательное соединение ракетного блока первой ступени с меньшим полублоком второй ступени позволяет дополнительно уменьшить общую длину РН, а размещение их параллельно большему полублоку второй ступени позволяет также увеличить жесткость ее конструкции. За счет этого повышается эксплуатационная технологичность РН, снижается трудоемкость работ при ее изготовлении, транспортировке и эксплуатации. Кроме того, с уменьшением длины РН ее центр масс смещается ближе к хвостовому отсеку, что повышает устойчивость РН на старте и позволяет улучшить условия ее закрепления на стартовой устройстве. The implementation of the rocket block of the second stage of two parallel mounted cylindrical semiblocks, conjugated by the sides, leads to a significant reduction in the length of this block. In this case, the serial connection of the rocket block of the first stage with a smaller half block of the second stage allows you to further reduce the total length of the launch vehicle, and placing them parallel to the larger half block of the second stage also allows you to increase the rigidity of its design. Due to this, the operational manufacturability of the launch vehicle is increased, and the complexity of the work during its manufacture, transportation and operation is reduced. In addition, with a decrease in the length of the launch vehicle, its center of mass shifts closer to the tail compartment, which increases the stability of the launch vehicle at the launch and improves the conditions for its fastening on the launch device.
В частном случае реализации изобретения предусмотрена установка блока с полезным грузом на полублоке горючего второй ступени, соединенном узлом силовой связи с хвостовой частью расположенного параллельно ему ракетного блока первой ступени, и смещение оси установки ЖРД второй ступени от оси полублока горючего в сторону оси полублока окислителя. Это позволяет уменьшить балансировочные углы отклонения камеры сгорания ЖРД второй ступени на всех этапах полета РН и свести этот угол практически к нулю в момент выключения второй ступени. In the particular case of the invention, it is provided to install a block with a payload on a half-block of fuel of the second stage, connected by a power communication unit to the tail of a rocket block of the first stage located parallel to it, and to offset the axis of the installation of the LRE of the second stage from the axis of the half-block of fuel towards the axis of the oxidizer half-block. This makes it possible to reduce the balancing angles of deviation of the LRE combustion chamber of the second stage at all stages of the LV flight and to reduce this angle to almost zero at the moment the second stage is turned off.
Более предпочтительным является также вариант выполнения предложенной РН, при котором длина полублока горючего второй ступени равна суммарной длине состыкованных ракетного блока первой ступени и полублока окислителя второй ступени, а срезы сопел двигателей первой и второй ступеней расположены на одном уровне. В этом случае обеспечивается большая компактность РН, наиболее благоприятное распределение нагрузок по элементам ее конструкции и наиболее благоприятный тепловой режим хвостовых отсеков ракетных блоков первой и второй ступеней при полете РН. Кроме того, бак криогенного горючего в данном случае выполняется более удлиненным, чем в прототипе, и имеет соответственно меньший диаметр, что позволяет улучшить условия его транспортировки к месту сборки РН. More preferred is also the embodiment of the proposed launch vehicle, in which the length of the half-block of fuel of the second stage is equal to the total length of the docked rocket block of the first stage and half of the oxidizer of the second stage, and the nozzle sections of the engines of the first and second stages are located at the same level. In this case, the LV is very compact, the most favorable load distribution among the elements of its design and the most favorable thermal regime of the tail compartments of the rocket blocks of the first and second stages during the flight of the LV. In addition, the cryogenic fuel tank in this case is more elongated than in the prototype, and has a correspondingly smaller diameter, which improves the conditions for its transportation to the pH assembly site.
Нарушение симметричности конструкции РН, вызванное предложенной компоновкой ее частей, как показывает проведенный анализ, практически не приводит к ухудшению управляемости и снижению ее аэродинамических свойств. Это обусловлено относительно малым весом ракетного блока второй ступени по сравнению с весом ракетного блока первой ступени, а также относительно малой массой криогенного горючего по сравнению с массой окислителя второй ступени. Например, в РН "Сатурн-1В", имеющей массу полезного груза 18 т, стартовая масса ракетного блока первой ступени составляет 455 т, а масса ракетного блока второй ступени 120 т, из них 107 т составляет масса криогенного топлива [2, с. 33, табл. 1.4] С учетом того, что в топливе "жидкий кислород плюс жидкий водород" массовая доля горючего составляет 15 вес полублока горючего составляет около 25 т, а вес полублока окислителя 95 т. В случае выполнения ракеты-носителя класса "Сатурн" согласно изобретению суммарный вес ракетного блока первой ступени и полублока окислителя, установленных на общей оси, составит 550 т, а вес расположенных параллельно им полублока горючего и головного блока не превысит 45 т. Именно поэтому смещение бака криогенного горючего и головного блока с оси, на которой расположены наиболее тяжелые ракетный блок первой ступени и бак окислителя второй ступени, приведет в предлагаемой двухступенчатой РН лишь к незначительному смещению центра масс с этой оси. Violation of the symmetry of the design of the LV caused by the proposed layout of its parts, as the analysis shows, practically does not lead to a deterioration of controllability and a decrease in its aerodynamic properties. This is due to the relatively small weight of the rocket block of the second stage compared to the weight of the rocket block of the first stage, as well as the relatively small mass of cryogenic fuel compared to the mass of the oxidizer of the second stage. For example, in the Saturn-1V launch vehicle, with a payload mass of 18 tons, the starting mass of the first stage rocket block is 455 tons, and the mass of the second stage rocket block is 120 tons, of which 107 tons are the mass of cryogenic fuel [2, p. 33, tab. 1.4] Given that in the fuel "liquid oxygen plus liquid hydrogen" the mass fraction of fuel is 15, the weight of the half-block of fuel is about 25 tons, and the weight of the half-block of oxidizer is 95 tons. In the case of a launch vehicle of the "Saturn" class according to the invention, the total weight the rocket block of the first stage and the half-block of the oxidizer installed on the common axis will be 550 tons, and the weight of the half-block of fuel and the head block located parallel to it will not exceed 45 tons. That is why the cryogenic fuel tank and the head block are displaced from the axis on which lozheny heaviest rocket unit of the first stage and the second stage oxidizer tank, will result in the proposed two-RN only a slight displacement of the center of mass from the axis.
На фиг.1 схематично изображен общий вид РН; на фиг. 2 расположение узлов силовой связи полублоков, разрез A-A на фиг. 1; на фиг. 3 расположение сопел двигателей, вид Б на фиг. 1; на фиг. 4 вторая ступень РН после отделения ракетного блока первой ступени (в полете). Figure 1 schematically shows a General view of the pH; in FIG. 2 arrangement of power communication nodes of semiblocks, section A-A in FIG. one; in FIG. 3 arrangement of engine nozzles, view B in FIG. one; in FIG. 4 second stage of the launch vehicle after separation of the rocket block of the first stage (in flight).
Ракета носитель содержит головной блок 1 с полезным грузом, закрепленный на ракетном блоке 2 второй ступени, соединенном с ракетным блоком 3 первой ступени. Ракетный блок 3 первой ступени включает в себя ракетный двигатель, топливный отсек, а также органы управления, аппаратуру, вспомогательные системы и агрегаты (не показаны). Ракетный блок 2 второй ступени выполнен составным из двух полублоков разной длины полублока окислителя 4, включающего в себя бак окислителя 5 этой ступени, и полублока горючего 6, включающего бак криогенного горючего 7, жидкостный ракетный двигатель 8 с поворотным соплом крена 9, а также органы управления, аппаратуру, вспомогательные системы и агрегаты (не показаны). Внутри бака криогенного горючего размещен теплоизолированный расходный трубопровод 10 подачи окислителя из полублока 4 к двигателю 8 второй ступени. Длина полублока горючего 6 второй ступени значительно превышает длину полублока окислителя 4. Полублоки 4 и 6 второй ступени расположены параллельно и сопряжены своими боковыми сторонами, причем меньший полублок 4 с помощью верхнего и нижнего узлов силовой связи 11 и 12 соединен с передней частью большего полублока 6. Верхний узел силовой связи 11 состоит из двух симметрично расположенных стержневых стяжек, обеспечивающих жесткую связь полублоков в радиальном и тангенциальном направлениях с возможностью их относительного продольного перемещения. Нижний узел силовой связи 12 обеспечивает жесткую связь соединяемых участков полублоков 4 и 6. Расходный трубопровод 10 через горловину 13, выполненную в обечайке полублока 6 вблизи узла силовой связи 12, подключен к трубопроводу 14 полублока 4, соединенному с заборным устройством бака окислителя. Ракетный блок 3 первой ступени расположен соосно за полублоком окислителя 4 второй ступени и соединен с ним межблочным переходным отсеком 15, снабженным узлом разделения ступеней 16, например, с пирозамками, установленными по перечному стыку соединенных частей РН. Ракетный блок 3 соединен также с полублоком горючего 6 второй ступени межблочным узлом силовой связи 17, аналогичным узлу связи 11, расположенным в зоне хвостовых частей ступеней и допускающим их относительное продольное перемещение, при этом срезы сопел двигателей ракетных блоков 2 и 3 расположены на одном уровне. В оптимальном варианте выполнения предлагаемой РН совместная длина установленных соосно ракетного блока 3 и полублока окислителя 4 равна длине параллельного им полублока горючего 6. Головной блок 1 с полезным грузом расположен соосно полублоку 6 ракетного блока 2 второй ступени и закреплен в его передней части через межблочный переходный отсек 18 снабженный узлом разделения 19. В передней части полублока окислителя 4 установлен обтекатель 20. The carrier rocket contains a
Уменьшить балансировочные углы отклонения камеры сгорания двигателя 8 позволяет смещение оси установки этого двигателя от оси полублока горючего 6 в сторону оси полублока окислителя 4, например на приблизительно 1/8 диаметра полублока). To reduce the balancing deviation angles of the combustion chamber of the
В некоторых случаях в зависимости от состава и компоновки вида полезного груза и условий обслуживания РН на технической и стартовой позиции головной блок 1 может быть установлен на полублоке окислителя 4 ракетного блока второй ступени, тогда обтекатель 20 устанавливается на полублоке горючего 6. Поскольку вес головного блока 1 составляет не более 3 от стартового веса РН, установка его по оси полублока окислителя 4 не оказывает заметного влияния на положение центра масс РН на старте и на ее управляемость в полете. In some cases, depending on the composition and layout of the type of payload and the conditions for servicing the launch vehicle at the technical and starting position, the
Предлагаемая двухступенчатая РН работает следующим образом. The proposed two-stage launch vehicle operates as follows.
Ракета-носитель устанавливается на пусковом столе стартовой позиции в вертикальное положение и крепится на нем с помощью замков силового крепления. При старте РН производится запуск двигателей первой и второй ступеней, оси камер сгорания двигателей при старте расположены параллельно осям ступеней. После старта может осуществляться автоматический поворот камер сгорания обоих двигателей, обеспечивающий направление их осей в центр масс РН. В процессе полета ПН по мере выработки топлива первой ступени центр масс смещается в сторону полубока горючего 6 второй ступени. Управление РН по каналам тангажа, рыскания и вращения на этом участке полета осуществляется качанием камер сгорания двигателей первой и второй ступеней. По окончании работы первой ступени срабатывает узел разделения 16, разрываются силовые связи 17 и происходит отделение ракетного блока 3 от полублоков 4 и 6 второй ступени. Управление полетом РН в процессе отделения первой ступени 3 и на активном участке полета второй ступени осуществляется качанием двигателя 8 второй ступени, а также поворотным соплом крена 9, установленным в торцевой части полублока 6. В конце активного участка полета второй ступени в соответствии с программой выведения полезного груза (космического аппарата) срабатывает узел разделения 19 и обеспечивается отделение головного блока 1 от ракетного блока 2 второй ступени. The launcher is installed on the launch pad of the launch position in a vertical position and is mounted on it using power locks. At the start of the launch vehicle, the engines of the first and second stages are started, the axis of the combustion chambers of the engines at start are parallel to the axis of the stages. After the start, the combustion chambers of both engines can be automatically rotated, providing their axes in the center of mass of the launch vehicle. During the flight of the monopole, as the fuel of the first stage is developed, the center of mass is shifted toward the side of the fuel 6 of the second stage. The LV is controlled by pitch, yaw and rotation channels in this flight section by swinging the combustion chambers of the engines of the first and second stages. At the end of the first stage, the separation unit 16 is triggered, the
Были проведены проектно-конструкторские проработки по двухступенчатой РН предлагаемой конструкции, предназначенной для выведения на опорную орбиту полезного груза массой 20 т. В качестве ракетного блока первой ступени данной РН использован блок диаметром 4 м с рабочим запасом топлива 300 т, снабженный кислородно-керосиновым двигателем с тягой на Земле 70 т. Ракетный блок второй ступени, имеющий суммарный рабочий запас топлива 190 т, состоит из параллельно установленных полублоков горючего и окислителя диаметром 4 м. Полублок горючего длиной 45 м включает в себя верхний приборный отсек, топливный отсек с баком жидкого водорода и хвостовой отсек с кислородно-водородным двигателем, имеющим тягу на Земле 150 т. Полублок окислителя содержит бак жидкого кислорода и имеет длину 16 м. Он соединен с верхней частью полублока горючего с помощью двух опор: верхней поперечной опоры типа "зуб-вилка" с двумя разнесенными тягами, расположенной в зоне приборного отсека, и нижней шаровой опоры, расположенной вблизи нижнего днища бака окислителя. Ракетный блок первой ступени состыкован с полублоком окислителя второй ступени межблочным переходным отсеком, снабженным узлом разделения с пирозарядами (или разрывными болтами), совместная длина их составляет 45 м. В районе своих хвостовых отсеков ракетные блоки первой и второй ступеней имеют узел силовой связи в виде поперечной опоры типа "зуб-вилка" с двумя разнесенными тягами. Разделение ступеней РН производится по перечному стыку межблочного переходного отсека при срабатывании пирозамков его узла разделения с одновременным разрывом тяг хвостового узла силовых связей. Головной блок с полезным грузом установлен на полублоке горючего второй ступени, полублок окислителя которой снабжен головным обтекателем. Общая длина РН составляет 60 м. Опорой РН на пусковом столе служит стартово-стыковочный блок, остающийся после старта РН на пусковом устройстве. Этот блок связан замками крепления с хвостовым отсеком ракетного блока первой ступени, а полублок горючего второй ступени опирается своим хвостовым отсеком на опору "сопровождения" с осевым усилием на участке рабочего хода 40 50 т. Design studies were carried out on the two-stage launch vehicle of the proposed design, designed to put payload weighing 20 tons into the reference orbit. As a rocket block of the first stage of this launch vehicle, a block with a diameter of 4 m with a working fuel supply of 300 tons equipped with an oxygen-kerosene engine with thrust on the Earth of 70 tons. The second-stage missile block, having a total fuel supply of 190 tons, consists of parallel mounted semi-blocks of fuel and an oxidizer with a diameter of 4 m. Half-block of fuel is long 45 m includes the upper instrument compartment, a fuel compartment with a liquid hydrogen tank and a tail compartment with an oxygen-hydrogen engine having a thrust of 150 tons on Earth. The oxidizer half-block contains a liquid oxygen tank and is 16 m long. It is connected to the upper part of the fuel half-block with the help of two supports: an upper tooth-fork transverse support with two spaced rods located in the area of the instrument compartment, and a lower ball bearing located near the bottom of the oxidizer tank. The first stage rocket block is docked with the second stage oxidizer half-block with an interblock transition compartment equipped with a separation unit with pyro-charges (or explosive bolts), their joint length is 45 m. In the area of their tail compartments, the first and second stage rocket blocks have a power connection unit in the form of a transverse tooth-fork bearings with two spaced rods. Separation of the stages of the launch vehicle is carried out at the transverse junction of the interblock transition compartment when the pyro locks of its separation unit are triggered with simultaneous breaking of the rods of the tail unit of power connections. The head unit with the payload is mounted on the half block of the fuel of the second stage, the half block of the oxidizing agent of which is equipped with a head fairing. The total launch vehicle length is 60 m. The launch vehicle is supported by the launch and docking unit, which remains after the launch of the vehicle on the launch device. This block is connected by fastening locks to the tail section of the rocket block of the first stage, and the semi-block of fuel of the second stage relies with its tail section on the support "support" with an axial force in the area of the working stroke of 40 to 50 tons.
Согласно проведенным проектным проработкам и баллистическим расчетам при запуске и на участках полета данной РН обеспечиваются следующие балансировочные углы отклонения камер сгорания двигателей. После схода РН с пускового устройства углы отклонения для двигателей первой и второй ступеней составляют, соответственно, 1o 30' и 7o 40' (предельные углы поворота камер сгорания этих двигателей, соответственно, равны 8o и 11o). В момент выдачи команды на выключение двигателя первой ступени эти углы, соответственно, равны 2o 10' и 4o 50', а после отделения первой ступени на начальном участке полета второй ступени угол отклонения камеры сгорания ее двигателя составляет 3o 50'.According to the carried out design studies and ballistic calculations, the following balancing deviation angles of the combustion chambers of the engines are provided at launch and on the flight sections of this LV. After the launch vehicle has left the launching device, the deflection angles for the engines of the first and second stages are 1 o 30 'and 7 o 40', respectively (the limiting angles of rotation of the combustion chambers of these engines are 8 o and 11 o , respectively). At the time of issuing the command to turn off the engine of the first stage, these angles are respectively 2 o 10 'and 4 o 50', and after separating the first stage in the initial section of the flight of the second stage, the deflection angle of the combustion chamber of its engine is 3 o 50 '.
Скоростной напор на участке выведения РН не превышает 3000 кгс/м2, а в момент разделения ступеней 7,5 кгс/м2. Возмущающий момент по крену от воздействия на РН аэродинамических сил не превышает 60 тм, что является приемлемым с точки зрения располагаемых управляющих моментов.The high-pressure head at the launch site does not exceed 3000 kgf / m 2 , and at the time of separation of the stages 7.5 kgf / m 2 . The perturbing moment along the roll from the impact on the LV of aerodynamic forces does not exceed 60 tm, which is acceptable from the point of view of the available control torques.
Таким образом, результаты проведенных проработок подтверждают практическую реализуемость предложенной схемы двухступенчатой РН с обеспечением решения поставленной задачи увеличения массы выводимого полезного груза и повышения эксплуатационной надежности РН. Thus, the results of the studies carried out confirm the practical feasibility of the proposed two-stage launch vehicle design with the solution to the problem of increasing the mass of the payload and increasing the operational reliability of the launch vehicle.
Claims (5)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU9595117814A RU2081036C1 (en) | 1995-10-18 | 1995-10-18 | Two-stage launch vehicle |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU9595117814A RU2081036C1 (en) | 1995-10-18 | 1995-10-18 | Two-stage launch vehicle |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2081036C1 true RU2081036C1 (en) | 1997-06-10 |
| RU95117814A RU95117814A (en) | 1997-09-27 |
Family
ID=20173031
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU9595117814A RU2081036C1 (en) | 1995-10-18 | 1995-10-18 | Two-stage launch vehicle |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2081036C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU176695U1 (en) * | 2017-09-28 | 2018-01-25 | Ревик Артурович Степанян | Two-stage rocket |
-
1995
- 1995-10-18 RU RU9595117814A patent/RU2081036C1/en active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 1. Гэтланд К. Космическая техника. - М.: Мир, 1986, с. 32 - 40. 2. Ракеты-носители. /Под ред. Осипова С.О. - М.: Воениздат, 1981, с. 116, рис. 3.3. * |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU176695U1 (en) * | 2017-09-28 | 2018-01-25 | Ревик Артурович Степанян | Two-stage rocket |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10246200B2 (en) | Centripetal aerodynamic platform spacecraft | |
| EP1163152B1 (en) | Payload carry and launch system | |
| US6036144A (en) | Mass producible launch system | |
| US5816539A (en) | Orbital assist module and interstage | |
| CN109018445B (en) | Small satellite carrier | |
| US4471926A (en) | Transfer vehicle for use in conjunction with a reusable space shuttle | |
| US5141181A (en) | Launch vehicle with interstage propellant manifolding | |
| US4723736A (en) | Rocket staging system | |
| CN108895921A (en) | Hydrogen peroxide attitude control system for solid-liquid hybrid power carrier rocket | |
| US8534598B2 (en) | Direct flight far space shuttle | |
| CN109018446B (en) | Small satellite carrier | |
| US6007022A (en) | Internal combustion catapult | |
| Barr | The ACES stage concept: higher performance, new capabilities, at lower recurring cost | |
| RU2081036C1 (en) | Two-stage launch vehicle | |
| RU96096U1 (en) | MODULE TYPE CARRIER ROCKET (OPTIONS) AND ROCKET MODULE | |
| US11377234B2 (en) | Reusable space transport vehicle with modular networked rocket propulsion | |
| RU2116941C1 (en) | Multistage launch vehicle | |
| RU2095294C1 (en) | Rocket pod | |
| RU2481488C1 (en) | Three-component liquid-propellant engine | |
| Miyazawa et al. | Development status of Japan's new launch vehicle: H-II rocket | |
| Yamanaka | Space plane research activities in Japan | |
| Whitehead et al. | High-pressure-pumped hydrazine for Mars sample return | |
| RU2456215C1 (en) | Spaceship | |
| Manski et al. | Advanced rocket propulsion systems for reusable ballistic single-stage-to-orbit vehicles Beta and Delta-Clipper | |
| WO2024017865A1 (en) | Aerospace vehicle having a spike engine, and methods of operating and simulating thereof |