RU2090465C1

RU2090465C1 - Launch vehicle

Info

Publication number: RU2090465C1
Application number: RU95122358/11A
Authority: RU
Inventors: А.К. Недайвода; В.К. Карраск; А.П. Пеструхин; В.Н. Каменщиков
Original assignee: Государственный космический научно-производственный центр им.М.В.Хруничева
Priority date: 1995-12-27
Filing date: 1995-12-27
Publication date: 1997-09-20
Also published as: RU95122358A

Abstract

FIELD: rocketry; construction of devices for transmission of longitudinal loads between stages in devices for separation of launch vehicle stages. SUBSTANCE: launch vehicle includes stages 1 and 2 arranged in tandem with peripheral tank units 3 and 4 and stage separation device which is provided wish flexible inflatable reservoirs 8 located in clearance between bottoms of above-mentioned units and interconnected for communication. Each reservoir is made in form of cylinder with two bottoms which are concave inside. Shape of bottoms copies that of bottoms of peripheral tank units of both stages. Each reservoir is secured to upper bottom of peripheral tank unit 4 of lower stage 2. When pressure is delivered to reservoirs 8, they become inflated, thus providing for additional pulse for impactless axisymmetric separation of stages at simultaneous in-flight redistribution of loads and consequently reducing the structural mass of stages. EFFECT: reduction of mass of stages. 2 dwg

Description

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к конструкции устройств для передачи продольных нагрузок между ступенями в системах для разделения ступеней ракетоносителя. The invention relates to the field of rocket technology, and in particular to the design of devices for transmitting longitudinal loads between steps in systems for separating carrier stages.

Известно техническое решение по разделению ступеней ракетоносителя с помощью ряда ракетных твердотопливных двигателей [1]
Данный "холодный" способ разделения ступеней имеет тот недостаток, что требует установки ряда ракетных твердотопливных двигателей (РДТТ) большого веса, т.к. требуется затормозить более тяжелую отработавшую ступень. Обычно РДТТ ставятся на внешнюю поверхность корпуса соплом, направленным против полета, и закрываются обтекателем, что еще более увеличивает вес ступени и ухудшает ее аэродинамику в полете.A technical solution is known for the separation of stages of a rocket carrier using a number of solid rocket engines [1]
This "cold" stage separation method has the disadvantage that it requires the installation of a number of solid rocket engines (solid propellant rocket engines) of large weight, because it is necessary to brake the heavier spent stage. Typically, solid propellant rocket motors are placed on the outer surface of the hull with an anti-flight nozzle and are closed by a fairing, which further increases the weight of the stage and impairs its aerodynamics in flight.

Наиболее близким аналогом изобретения является ракетоноситель, содержащий тандемно расположенные ступени с периферийными баковыми блоками и устройство разделения ступеней [2]
При такой схеме разделения ступеней отработавшая ступень получает наряду с продольным и поперечное, т.е. боковое смещение, что может вызвать соударение с соплом работающих двигателей, ввиду чего на вышестоящей ступени необходимо монтировать ферму с бугелями, а на отработавшей ступени ставить направляющие рельсы для обеспечения безударного разделения ступеней, что также увеличивает конструктивный вес обеих ступеней и в итоге снижает выводимую массу полезной нагрузки.The closest analogue of the invention is a rocket launcher containing tandem arranged stages with peripheral tank units and a separation device stages [2]
With this scheme of separation of stages, the spent stage receives along with the longitudinal and transverse, i.e. lateral displacement, which can cause a collision with the nozzle of the working engines, which is why it is necessary to mount a truss with yokes at a higher stage, and guide rails to be installed on the spent stage to ensure unstressed separation of the stages, which also increases the structural weight of both stages and ultimately reduces the useful mass load.

Техническим результатом данного изобретения является получение дополнительного импульса для безударного осесимметричного разделения ступеней и одновременно с этим перераспределения продольных нагрузок в полете для снижения конструктивного веса ступеней. The technical result of this invention is to obtain an additional impulse for shockless axisymmetric separation of steps and at the same time redistribute the longitudinal loads in flight to reduce the structural weight of the steps.

Указанный технический результат достигается тем, что в ракетоносителе, содержащем тандемно расположенные ступени с периферийными баковыми блоками и устройство разделения ступеней, устройство разделения ступеней снабжено размещенными в зазоре между днищами периферийных баковых блоков и соединенными между собой с возможностью сообщения эластичными надувными емкостями, причем каждая емкость выполнена в виде цилиндра с двумя вогнутыми внутрь цилиндра днищами, повторяющими форму днищ периферийных баковых блоков обеих ступеней, и прикреплена к верхнему днищу периферийного бакового блока нижерасположенной ступени. The specified technical result is achieved in that in a rocket launcher containing tandemly arranged stages with peripheral tank units and a stage separation device, the stage separation device is provided with elastic inflatable tanks that are interconnected between the bottoms of the peripheral tank units and are connected with each other with the possibility of communication, each tank being made in the form of a cylinder with two bottoms concave inside the cylinder, repeating the shape of the bottoms of the peripheral tank blocks of both stages, and It is connected to the upper bottom of the peripheral tank block of the lower stage.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг. 1 изображен ракетоноситель с эластичными емкостями в полете до момента разделения ступеней; на фиг. 2 показано конечное (раздутое) положение эластичных емкостей в момент разделения ступеней. The invention is illustrated by drawings, where in FIG. 1 shows a carrier rocket with elastic tanks in flight until the stages are separated; in FIG. 2 shows the final (inflated) position of the elastic containers at the time of separation of the steps.

Ракетоноситель содержит тандемно расположенные ступени 1, 2 с периферийными баковыми блоками 3, 4 и устройством 5 разделения ступеней, которое снабжено размещенными в зазоре между днищами 6, 7 периферийных баковых блоков 3, 4 и соединенными между собой с возможностью сообщения эластичными надувными емкостями 8, причем каждая емкость 8 выполнена в виде цилиндра 9 с двумя вогнутыми внутрь цилиндра днищами 10, 11, повторяющими форму днищ периферийных баковых блоков 3, 4 обеих ступеней 1, 2, и прикреплена к верхнему днищу 7 периферийного бакового блока 4 нижерасположенной ступени 2. Разделение ступеней 1, 2 осуществляется по плоскости 1-1. Емкости соединены между собой с помощью трубопровода 12. The launcher comprises tandem stages 1, 2 with peripheral tank blocks 3, 4 and a stage separation device 5, which is equipped with peripheral tank blocks 3, 4 located in the gap between the bottoms 6, 7 and interconnected by flexible inflatable tanks 8, so that they can communicate each container 8 is made in the form of a cylinder 9 with two bottoms 10, 11 concave inside the cylinder, repeating the shape of the bottoms of the peripheral tank blocks 3, 4 of both stages 1, 2, and attached to the upper bottom 7 of the peripheral tank block 4 izheraspolozhennoy stage 2. The separation stages 1, 2 is carried out along the plane 1-1. The containers are interconnected using a pipe 12.

Ракетоноситель согласно изобретению функционирует следующим образом. The rocket carrier according to the invention operates as follows.

В силовую схему ракетоносителя надувные эластичные емкости 8 включаются еще при подготовке к старту. После заправки периферийных баковых блоков 3, 4 во внутреннюю полость надувных емкостей подается необходимое давление, при котором эластичное днище 10 прижимается к нижнему днищу 6 периферийного бакового блока 3, а эластичное днище 11 прижимается к верхнему днищу 7 периферийного бакового блока 4. При этом нагрузка от веса топлива бакового блока 3 передается через эластичную емкость 8 на периферийный баковый блок 4 нижерасположенной ступени 2. Inflatable elastic containers 8 are included in the rocket launcher power circuit even in preparation for launch. After refueling the peripheral tank units 3, 4, the necessary pressure is supplied to the inner cavity of the inflatable containers, at which the elastic bottom 10 is pressed against the lower bottom 6 of the peripheral tank block 3, and the elastic bottom 11 is pressed against the upper bottom 7 of the peripheral tank block 4. In this case, the load the fuel weight of the tank unit 3 is transmitted through an elastic tank 8 to the peripheral tank unit 4 of the downstream stage 2.

В полете, по мере возрастания перегрузок от работы двигательной установки нижерасположенной ступени 2, давление в полости емкости с учетом падения атмосферного давления может корректироваться так, чтобы продольные нагрузки на нижерасположенной ступени поддерживались на минимальном уровне, что дает возможность снизить конструктивный вес баковых блоков ступени. Это рационально делать, т. к. к концу работы первой ступени типового ракетоносителя перегрузки возрастают обычно с 1,2 до 3,5-4 единиц, тогда как начальная перегрузка 2-ой ступени обычно близка к единице. In flight, as the overloads from the operation of the propulsion system of the downstream stage 2 increase, the pressure in the cavity of the tank, taking into account the drop in atmospheric pressure, can be adjusted so that the longitudinal loads on the downstream stage are maintained at a minimum level, which makes it possible to reduce the structural weight of the tank blocks of the stage. It is rational to do this, because by the end of the first stage of a typical launch vehicle, overloads usually increase from 1.2 to 3.5-4 units, while the initial overload of the second stage is usually close to one.

В момент отделения ступеней имеющееся внутреннее давление в полости емкостей, умноженное на площадь эластичного днища, создает большую силу расталкивания, даже при малом внутреннем давлении. At the time of separation of the steps, the existing internal pressure in the cavity of the containers, multiplied by the area of the elastic bottom, creates a large repulsive force, even at low internal pressure.

По мере воздействия этой расталкивающей силы на ходе 15 обе ступени получают взаимные скорости (в равные стороны) пропорционально их массам. При разделении ступеней центрирующий штырь (не показан) удерживает их от поперечного смещения. Нижерасположенная ступень 2, имеющая меньшую массу, получит большую скорость отхода 13, а вышерасположенная ступень 1 меньшую скорость 14, но эта скорость прямо влияет на увеличение выводимой полезной нагрузки. As this repulsive force acts during course 15, both stages receive mutual speeds (in equal directions) in proportion to their masses. When separating the steps, a centering pin (not shown) keeps them from lateral displacement. The downstream stage 2, which has a lower mass, will get a higher departure speed 13, and the upstream stage 1 will have a lower speed 14, but this speed directly affects the increase in the output payload.

Установка эластичных емкостей на ракетоносителе дает двойной эффект:
обеспечивается быстрое безударное осесимметричное разделение ступеней;
уменьшаются продольные нагрузки на периферийных баковых блоках.The installation of elastic tanks on the rocket launcher gives a double effect:
provides fast, shockless axisymmetric separation of steps;
longitudinal loads on peripheral tank units are reduced.

Оба эти фактора способствуют безударному выходу двигателя 16 их верхней части корпуса нижерасположенной ступени 2 и отказу от необходимости установки конструкции фермы с бугелями на верхней ступени 1, т.к. эти функции выполняют эластичные емкости 8, что ведет к снижению конструктивного веса. Кроме того, уменьшение продольных нагрузок способствует снижению конструктивного веса периферийных баковых блоков и узлов их закрепления, что также увеличивает выводимую массу полезной нагрузки. Both of these factors contribute to the unstressed output of the engine 16 of their upper part of the housing of the lower stage 2 and the rejection of the need to install the truss structure with yokes on the upper stage 1, because these functions are performed by elastic containers 8, which leads to a decrease in structural weight. In addition, the reduction of longitudinal loads helps to reduce the structural weight of the peripheral tank units and nodes of their fastening, which also increases the output mass of the payload.

Claims

A rocket launcher comprising tandem stages with peripheral tank units and a stage separation device, characterized in that the stage separation device is provided with elastic inflatable tanks located in the gap between the bottoms of the peripheral tank units, each container being made in the form of a cylinder with two bottoms concave into the cylinder, repeating the shape of the bottoms of the peripheral tank blocks of both stages, and attached to the upper bottom of the periphery lower base unit.