RU2088787C1 - Многоступенчатая ракета - Google Patents

Многоступенчатая ракета Download PDF

Info

Publication number
RU2088787C1
RU2088787C1 RU94010689A RU94010689A RU2088787C1 RU 2088787 C1 RU2088787 C1 RU 2088787C1 RU 94010689 A RU94010689 A RU 94010689A RU 94010689 A RU94010689 A RU 94010689A RU 2088787 C1 RU2088787 C1 RU 2088787C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
stage
rocket
fuel
tank
engine
Prior art date
Application number
RU94010689A
Other languages
English (en)
Other versions
RU94010689A (ru
Inventor
Аркадий Алексеевич Бахмутов
Игорь Алексеевич Клепиков
Владимир Иосифович Прищепа
Original Assignee
Аркадий Алексеевич Бахмутов
Игорь Алексеевич Клепиков
Владимир Иосифович Прищепа
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Аркадий Алексеевич Бахмутов, Игорь Алексеевич Клепиков, Владимир Иосифович Прищепа filed Critical Аркадий Алексеевич Бахмутов
Priority to RU94010689A priority Critical patent/RU2088787C1/ru
Publication of RU94010689A publication Critical patent/RU94010689A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2088787C1 publication Critical patent/RU2088787C1/ru

Links

Landscapes

  • Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)

Abstract

Использование: изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании космических ракет-носителей. Сущность изобретения: ракета содержит тандемно расположенные ступени с топливными баками для жидких окислителя и горючего, ракетными двигателями, расходными трубопроводами, средствами разделения ступеней. Двигатель поступающей ступени погружен в топливный бак предыдущей ступени под общим днищем, боковая стенка которого образует отделяемый в полете корпус двигательного отсека последующей ступени. 1 ил.

Description

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к устройствам многоступенчатых жидкостных ракет.
Известна многоступенчатая ракета, включающая тандемно расположенные ступени с топливными баками для жидких окислителя и горючего, со снабженными реактивными соплами ракетными двигателями, расходными трубопроводами и средствами разделения ступеней, причем соседние баки предыдущей и последующей ступеней разделены общим смежным днищем.
Техническим результатом изобретения является увеличение доли полезного груза в общей массе летательного аппарата.
Это достигается тем, что в многоступенчатой ракете, включающей тандемно расположенные ступени с топливными баками для жидких окислителя и горючего, со снабженными реактивными соплами ракетных двигателей, расходными трубопроводами и средствами разделения ступеней, причем соседние баки предыдущей и последующей ступеней разделены общим смежным днищем, двигатель последующей ступени размещен внутри топливного бака предыдущей ступени под общим днищем, а реактивное сопло указанного двигателя окружено отделяемой в полете стенкой топливного бака предыдущей ступени в расчете на контакт содержимого этого бака с внешней поверхностью реактивного сопла.
На чертеже представлена схематично предложенная многоступенчатая ракета.
Ракета содержит тандемно расположенные первую ступень 1 и вторую ступень 2, соединенные при помощи фланцев с пироболтами 3, в головной части ракеты установлен полезный груз 4, отделяемый при помощи пироустройств 5. Каждая из ракетных ступеней 1(2) содержит топливные баки окислителя 6(7) и горючего 8(9), ограниченные боковыми стенками 23(24) и 25(26) соответственно, с днищами 10-14. Под баками размещены жидкостные ракетные двигатели 15(16), соединенные с баками расходными (питающими) трубопроводами окислителя 17(18) и горючего 19(20); с целью управления ракетой в полете ракетные двигатели снабжены шарнирными подвесами 21(22). Бак 6 первой ступени имеет общее днище 12 с соседним баком 9 второй ступени, и под этим днищем смонтирован двигатель 16 второй ступени. Он погружен в упомянутый бак 6 предыдущей ступени, боковая стенка которого 23 образует корпус двигательного отсека для последующей ступени.
Многоступенчатая ракета функционирует следующим образом. После сборки ракетных ступеней 1 и 2 в единый летательный аппарат и установки на него полезного груза 4 ракету помещают на стартовое устройство и топливные баки заправляют компонентами жидкого ракетного топлива: баки 6 и 7 жидким окислителем, а баки 8 и 9 жидким горючим. В заправленной ракете конструкция ракетного двигателя 16 находится в контакте с содержанием бака 6: жидкий окислитель заполняет сопловое пространство внутри тяговой камеры и омывает внешние поверхности ракетного двигателя (они могут частично соприкасаться с газовой подушкой вверху бака).
По команде "Пуск" включают подачу топлива из баков 6, 8 по трубопроводам 17, 19 в двигатели 15, что обеспечивает их включение в работу и старт ракеты. Ее полет по заданной траектории обеспечивается путем поворота (качания) ракетного двигателя в шарнирных подвесах 21 при помощи рулевых приводов (не показаны). После выработки компонентов ракетного топлива из баков 6, 8 производят выключение ракетного двигателя 15, перекрывая соответствующие расходные трубопроводы, подрывают пироболты 3 и включают в работу ракетный двигатель 16 (аналогично двигателю 15). При этом стенка 23 отделяется вместе с отработавшей ступенью 1 от остальной части летательного аппарата. Вторая ступень 2 продолжает полет, будучи управляема путем поворота ракетного двигателя 16 в шарнирном подвесе 22 (аналогично первой ступени). После выработки топлива из баков 7, 9 производят выключение ракетного двигателя 16 и задействуют пироустройства 5, отделяющие полезный груз 4 для его самостоятельного функционирования.
Предлагаемая конструкция многоступенчатой ракеты исключает необходимость в переходном отсеке для соединения ракетных ступеней и позволяет обойтись одним, общим межбаковым днищем (12) для соседних топливных баков ступеней вместо двух отдельных днищ для каждого из баков. Результатом этого является снижение конструкционной массы ракеты, что при прочих равных условиях означает увеличение массы полезного груза.
Применение изобретения позволяет также использовать свободное пространство вокруг и внутри конструкции ракетного двигателя последующей ступени для размещения ракетного топлива предыдущей ступени, что сокращает размеры (длину) ракеты.
Общее межбаковое днище ракетных ступеней разгружено противоположными силами давления, что позволяет поднять допустимый уровень перегрузки на конструкцию последующей ступени при функционировании предыдущей. В итоге становится возможным снизить энергетические затраты на доставку полезного груза.
Применение изобретения к многоступенчатым ракетам, рассчитанным на криогенные топливные компоненты, связано с получением еще одного важного преимущества в виде упрощения или вообще исключения операции предстартового термостатирования конструкции ракетного двигателя. Этот технический результат достигается тем, что баки окислителя 6 и 7 заправляют жидким кислородом, бак горючего 8 керосином, бак горючего 9 жидким метаном (эти топливные компоненты типичны для существующих и перспективных космических ракет). Таким образом, ракетный двигатель 16, установленный под баком жидкого метана, оказывается погружен в бак жидкого кислорода, и эти баки снабжены общим смежным днищем 12. Указанные топливные компоненты имеют близкие криогенные температуры жидкого состояния, и при заправке баков 6, 9 происходит одновременно охлаждение конструкции двигателя 16 до криогенной температуры. Благодаря этому криогенное топливо, поступающее при запуске в рабочие тракты упомянутого ракетного двигателя, не вскипает в них; в противном случае произошла бы авария. Во избежание этого конструкцию ракетного двигателя, не погруженного в криогенный бак (в данном случае двигатель 15 первой ступени), специально термостатируют, пропуская через рабочие тракты криогенный топливный компонент.

Claims (1)

  1. Многоступенчатая ракета, включающая тандемно расположенные ступени с топливными баками для жидких окислителя и горючего, со снабженными реактивными соплами ракетными двигателями, расходными трубопроводами и средствами разделения ступеней, причем соседние баки предыдущей и последующей ступеней разделены общим смежным днищем, отличающаяся тем, что двигатель последующей ступени размещен внутри топливного бака предыдущей ступени под общим днищем, а реактивное сопло указанного двигателя окружено отделяемой в полете стенкой топливного бака предыдущей ступени в расчете на контакт содержимого этого бака с внешней поверхностью реактивного сопла.
RU94010689A 1994-03-28 1994-03-28 Многоступенчатая ракета RU2088787C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU94010689A RU2088787C1 (ru) 1994-03-28 1994-03-28 Многоступенчатая ракета

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU94010689A RU2088787C1 (ru) 1994-03-28 1994-03-28 Многоступенчатая ракета

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU94010689A RU94010689A (ru) 1995-12-27
RU2088787C1 true RU2088787C1 (ru) 1997-08-27

Family

ID=20154026

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU94010689A RU2088787C1 (ru) 1994-03-28 1994-03-28 Многоступенчатая ракета

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2088787C1 (ru)

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9487308B2 (en) 2013-03-15 2016-11-08 Blue Origin, Llc Launch vehicles with ring-shaped external elements, and associated systems and methods
US9580191B2 (en) 2009-02-24 2017-02-28 Blue Origin, Llc Control surfaces for use with high speed vehicles, and associated systems and methods
CN110961820A (zh) * 2019-12-28 2020-04-07 天津航天长征火箭制造有限公司 一种共底结构贮箱箱体装配焊接工艺及翻转工装
US10822122B2 (en) 2016-12-28 2020-11-03 Blue Origin, Llc Vertical landing systems for space vehicles and associated methods
RU2748344C1 (ru) * 2020-08-24 2021-05-24 Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" Многоступенчатая ракета и способ отделения отработанных частей

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Патент США N 3145530, с. 60-225, 1964. *

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9580191B2 (en) 2009-02-24 2017-02-28 Blue Origin, Llc Control surfaces for use with high speed vehicles, and associated systems and methods
US10518911B2 (en) 2009-02-24 2019-12-31 Blue Origin, Llc Control surfaces for use with high speed vehicles, and associated systems and methods
US11649073B2 (en) 2009-02-24 2023-05-16 Blue Origin, Llc Control surfaces for use with high speed vehicles, and associated systems and methods
US9487308B2 (en) 2013-03-15 2016-11-08 Blue Origin, Llc Launch vehicles with ring-shaped external elements, and associated systems and methods
US10266282B2 (en) 2013-03-15 2019-04-23 Blue Origin, Llc Launch vehicles with ring-shaped external elements, and associated systems and methods
US10822122B2 (en) 2016-12-28 2020-11-03 Blue Origin, Llc Vertical landing systems for space vehicles and associated methods
CN110961820A (zh) * 2019-12-28 2020-04-07 天津航天长征火箭制造有限公司 一种共底结构贮箱箱体装配焊接工艺及翻转工装
RU2748344C1 (ru) * 2020-08-24 2021-05-24 Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" Многоступенчатая ракета и способ отделения отработанных частей

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US4880185A (en) Low pressure reaction control propulsion system for a spacecraft
US5129602A (en) Multistage launch vehicle employing interstage propellant transfer and redundant staging
US5961074A (en) Method and apparatus for pressurized feeding of liquid propellants to a rocket engine
US4723736A (en) Rocket staging system
US9487310B2 (en) Spacecraft fitted with a de-orbiting device comprising a detonation engine
US6036144A (en) Mass producible launch system
CA1323352C (en) Low pressure reaction control propulsion system for a spacecraft
RU2088787C1 (ru) Многоступенчатая ракета
US7484692B1 (en) Integrated abort rocket and orbital propulsion system
US4819426A (en) Rocket propelled vehicle forward end control method and apparatus
RU96096U1 (ru) Ракета-носитель модульного типа (варианты) и ракетный модуль
RU2117907C1 (ru) Крылатая ракета
US7069717B2 (en) Hybrid propulsion system
RU2094333C1 (ru) Ракетный летательный аппарат (его варианты) и ракетный двигатель
RU2086795C1 (ru) Многоступенчатая ракета
Wiswell et al. X-15 propulsion system
US3426529A (en) Tank construction for jet engine
RU2095294C1 (ru) Ракетный блок
RU2116941C1 (ru) Многоступенчатая ракета-носитель
ESTEY et al. The opportunity for hybrid rocket motors in commercial space
Vaughan Apollo reaction control systems
GAINES et al. Recent developments in propellant acquisition technology
RU2093698C1 (ru) Ракетная двигательная установка
RU2081036C1 (ru) Двухступенчатая ракета-носитель
Norquist External tank for the Space Shuttle main propulsion system

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20080329