RU2116941C1

RU2116941C1 - Multistage launch vehicle

Info

Publication number: RU2116941C1
Application number: RU97100448A
Authority: RU
Inventors: Э.В. Белянин; И.И. Величко; С.В. Гладышев; М.Ю. Иванов; Б.И. Каторгин; В.И. Могиленко; Н.А. Обухов; В.С. Рачук; Б.А. Соколов; М.Н. Сыровец; Н.Н. Тупицын; В.К. Чванов
Original assignee: Белянин Эдуард Валентинович; Величко Игорь Иванович; Гладышев Сергей Владимирович; Иванов Михаил Юрьевич; Каторгин Борис Иванович; Могиленко Владимир Иванович; Обухов Николай Александрович; Рачук Владимир Сергеевич; Соколов Борис Александрович; Тупицын Николай Николаевич; Чванов Владимир Константинович
Priority date: 1997-01-10
Filing date: 1997-01-10
Publication date: 1998-08-10

Abstract

FIELD: rocketry and space engineering; designing launch vehicles for injection of various payloads into near-earth orbit. SUBSTANCE: multistage launch vehicle has rocket pods of first and second stages connected by parallel pattern. Additional propellant tank connected to propellant compartment of rocket pod of second stage of launch vehicle through main fitted with cut-off valve which is separated in flight is located coaxially relative to first stage. Additional propellant tank is also connected with inter-pod adapter compartment. Rocket pods of first and second stage are connected by means of load-bearing connection units located on their lateral surfaces. EFFECT: increased relative mass of payload and improved operational parameters of multistage launch vehicle. 3 dwg

Description

Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается конструкции транспортных космических ракет-носителей (РН), предназначенных для выведения на околоземную орбиту космических аппаратов с полезным грузом различного назначения. The invention relates to rocket and space technology and relates to the construction of transport space launch vehicles (LV), intended for launching in near-Earth orbit of spacecraft with a payload of various purposes.

Космическая многоступенчатая РН содержит головной блок с полезным грузом и соединенные узлами межблочной силовой связи ракетные части ее ступеней, выполненные каждая в виде одного или нескольких ракетных блоков, включающих ракетный двигатель, топливный отсек, органы управления, аппаратуру, вспомогательные системы и агрегаты. В качестве топлива двигательной установки ракетной части первой ступени с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД) широко используются компоненты жидкого кислорода и керосина, характеризующиеся высокими энергетическими параметрами при достаточно высокой их плотности [2, с. 100 -105]. Ракетная часть первой ступени вместо ЖРД может также использовать твердотопливные двигатели РДТТ [2, с. 85]. В двигательной установке второй ступени часто используется ЖРД на криогенном кислородно-водородном топливе, которое является наиболее эффективным при полете РН в условиях космического пространства [2, с. 100 - 105]. Вследствие значительной разницы плотностей используемых компонентов топлива (горючего) длина ракетного блока второй ступени может значительно превышать длину ракетного блока первой ступени. A multi-stage space launch vehicle contains a head unit with a payload and interconnected inter-unit power communications missile parts of its stages, each made in the form of one or more missile units, including a rocket engine, fuel compartment, controls, equipment, auxiliary systems and assemblies. The fuel components of the propulsion system of the first stage rocket with liquid rocket engines (LRE) are widely used components of liquid oxygen and kerosene, characterized by high energy parameters at a sufficiently high density [2, p. 100-105]. Instead of the rocket engine, the rocket part of the first stage can also use solid propellant solid propellant engines [2, p. 85]. In a second-stage propulsion system, a liquid-propellant rocket engine on cryogenic oxygen-hydrogen fuel is often used, which is the most effective when flying LV in space [2, p. 100 - 105]. Due to the significant difference in the densities of the used components of the fuel (fuel), the length of the rocket block of the second stage can significantly exceed the length of the rocket block of the first stage.

Известна многоступенчатая РН пакетной компоновки, содержащая головной блок с полезным грузом и ракетные части первой, второй и третьей ступеней, из которых ракетная часть первой ступени выполнена в виде нескольких автономных ракетных блоков, симметрично расположенных вокруг установленного по центру ракетного блока второй ступени и соединенных с ним в верхнем и нижнем силовых поясах узлами межблочной силовой связи [1, с. 114]. В известной РН пакетная компоновка ее ракетных блоков позволяет обеспечить при старте совместную работу двигательных установок первой и второй ступеней, что дает возможность увеличить массу выводимого на орбиту полезного груза. В то же время выполнение ракетной части первой ступени из нескольких автономных ракетных блоков значительно усложняет конструкцию РН и снижает ее полетную надежность, поскольку выход из строя любого из этих ракетных блоков приводит к выходу из строя РН в целом. Known multi-stage PH batch layout containing a head unit with a payload and missile parts of the first, second and third stages, of which the missile part of the first stage is made in the form of several autonomous missile blocks symmetrically located around the center mounted missile unit of the second stage and connected to it in the upper and lower power zones by nodes of inter-unit power communication [1, p. 114]. In the well-known launch vehicle, the batch arrangement of its rocket blocks allows for the joint operation of the first and second stage propulsion systems at launch, which makes it possible to increase the mass of the payload put into orbit. At the same time, the implementation of the missile part of the first stage of several autonomous missile units significantly complicates the design of the launch vehicle and reduces its flight reliability, since failure of any of these missile units leads to failure of the launch vehicle as a whole.

Наиболее близкой к предлагаемой ракете-носителю по совокупности существенных признаков является многоступенчатая моноблочная РН тандемной компоновки, содержащая головной блок с полезным грузом и последовательно расположенные ракетные блоки первой и второй ступеней, включающие топливные отсеки с баками окислителя и горючего, при этом ракетный блок первой ступени имеет в своей верхней части межблочный переходный отсек, к которому подсоединена хвостовая часть ракетного блока второй ступени, а межблочный переходный отсек снабжен узлом разделения ступеней [1]. При тандемной компоновке РН выполнение ракетной части первой ступени в виде единого ракетного блока позволяет повысить ее полетную надежность и упростить конструкцию по сравнению с РН пакетной компоновки, в которой ракетная часть первой ступени состоит из нескольких ракетных блоков. Однако при такой компоновке снижается относительная масса полезного груза РН поскольку последовательное расположение ракетных блоков первой и второй ступеней не дает возможности использования двигателя второй ступени на первом этапе полета, что позволило бы увеличить стартовую тягу и стартовую массу РН. Кроме того, последовательное расположение ракетных блоков ступеней приводит к значительному увеличению общей длины РН и связано с необходимостью дополнительного усиления ее конструкции для обеспечения необходимых прочностных характеристик. Усиление конструкции приводит к утяжелению РН за счет увеличения ее пассивной массы и, соответственно, к дополнительному снижению относительной массы полезного груза. The closest to the proposed launch vehicle in terms of essential features is a multi-stage monoblock launch vehicle of a tandem configuration containing a head unit with a payload and sequentially located rocket blocks of the first and second stages, including fuel compartments with oxidizer and fuel tanks, while the rocket block of the first stage has in its upper part, an interblock transition compartment, to which the tail of the second stage missile block is connected, and the interblock transition compartment is equipped with a unit separation of steps [1]. In the tandem configuration of the launch vehicle, the implementation of the first stage rocket as a single missile unit allows to increase its flight reliability and simplify the design compared to the package configuration launch vehicle, in which the first stage rocket consists of several missile units. However, with this arrangement, the relative payload mass of the launch vehicle is reduced since the sequential arrangement of the rocket blocks of the first and second stages does not allow the use of a second-stage engine at the first stage of flight, which would increase the launch thrust and launch mass of the launch vehicle. In addition, the sequential arrangement of rocket blocks of steps leads to a significant increase in the total length of the launch vehicle and is associated with the need to further strengthen its design to provide the necessary strength characteristics. Strengthening the design leads to the weighting of the LV due to an increase in its passive mass and, accordingly, to an additional decrease in the relative mass of the payload.

Задачей изобретения является увеличение относительной массы полезного груза многоступенчатой ракеты-носителя и улучшение ее эксплуатационных характеристик по сравнению с прототипом. The objective of the invention is to increase the relative mass of the payload of a multi-stage launch vehicle and improve its operational characteristics compared to the prototype.

Решение поставленной задачи обеспечивается за счет того, что многоступенчатая ракета-носитель, содержащая головной блок с полезным грузом, ракетный блок первой ступени с межблочным переходным отсеком в его верхней части и ракетный блок второй ступени, включающий топливный отсек с баками и расходными магистралями окислителя и горючего, в соответствии с изобретением снабжена двумя узлами межблочной силовой связи, содержащими узлы разделения ступеней, и по крайней мере одним дополнительным топливным баком, подключенным через расстыковываемую в полете магистраль с отсечным клапаном к топливному отсеку ракетного блока второй ступени, при этом дополнительный топливный бак размещен соосно ракетному блоку первой ступени и соединен с его межблочным переходным отсеком, а ракетный блок второй ступени расположен параллельно ракетному блоку первой ступени и дополнительному топливному баку и соединен с ними узлами межблочной силовой связи, расположенными на его боковой поверхности. The solution to this problem is provided due to the fact that a multi-stage launch vehicle containing a head unit with a payload, a first stage rocket block with an interunit transition compartment in its upper part and a second stage rocket block including a fuel compartment with tanks and oxidizer and fuel supply lines , in accordance with the invention is equipped with two nodes interconnect power communication, containing nodes separation stages, and at least one additional fuel tank connected via rastovskih a flight with a shut-off valve to the fuel compartment of the rocket block of the second stage in flight, the additional fuel tank being aligned with the rocket block of the first stage and connected to its inter-block transition compartment, and the rocket block of the second stage located parallel to the rocket block of the first stage and the additional fuel tank and connected to them by inter-unit power communication nodes located on its lateral surface.

Расположение ракетного блока второй ступени параллельно ракетному блоку первой ступени обеспечивает возможность совместной работы двигателей первой и второй ступеней при старте и на первом этапе полета РН. Это позволяет увеличить относительную массу полезного груза предложенной РН. Объем каждого дополнительного топливного бака предлагаемой РН соответствует количеству соответствующего компонента топлива, необходимому для работы двигателя ракетного блока второй ступени в течение времени работы двигателя ракетного блока первой ступени. Закрепление дополнительного топливного бака второй ступени на межблочном переходном отсеке ракетного блока первой ступени и соединение их с ракетным блоком второй ступени узлами межблочной силовой связи, содержащими узлы разделения ступеней, позволяет в конце активного участка первой ступени отделить опорожненный дополнительный топливный бак от второй ступени РН. Это позволяет дополнительно увеличить массу полезного груза РН за счет уменьшения массы бака соответствующего компонента топлива (или баков обоих компонентов топлива) на активном участке второй ступени. При этом следует отметить, что вследствие значительной разности плотностей компонентов топлива второй ступени (плотность кислорода приблизительно в 16 раз превышает плотность водорода), размер и масса бака горючего значительно превышают размер и массу бака окислителя. Поэтому при использовании только одного дополнительного топливного бака наибольший положительный эффект обеспечивает размещение в этом баке криогенного горючего жидкого водорода. The location of the rocket block of the second stage parallel to the rocket block of the first stage provides the possibility of joint operation of the engines of the first and second stages at launch and at the first stage of the LV flight. This allows you to increase the relative mass of the payload of the proposed launch vehicle. The volume of each additional fuel tank of the proposed launch vehicle corresponds to the amount of the corresponding fuel component necessary for the operation of the engine of the rocket block of the second stage during the operating time of the engine of the rocket block of the first stage. Fixing an additional fuel tank of the second stage on the interblock transition compartment of the rocket block of the first stage and connecting them to the rocket block of the second stage with interblock power communication units containing nodes of separation of stages allows at the end of the active section of the first stage to separate the empty additional fuel tank from the second stage of the launch vehicle. This allows you to further increase the mass of the payload PH by reducing the mass of the tank of the corresponding fuel component (or tanks of both fuel components) in the active section of the second stage. It should be noted that due to the significant difference in the densities of the components of the second stage fuel (the oxygen density is approximately 16 times higher than the density of hydrogen), the size and mass of the fuel tank significantly exceed the size and mass of the oxidizer tank. Therefore, when using only one additional fuel tank, the placement of cryogenic combustible liquid hydrogen in this tank provides the greatest positive effect.

Параллельное расположение ракетных блоков первой и второй ступеней позволяет значительно уменьшить общую длину предлагаемой РН по сравнению с длиной прототипа. Размещение дополнительного топливного бака соосно ракетному блоку первой ступени позволяет дополнительно уменьшить длину предложенной РН. The parallel arrangement of the rocket blocks of the first and second stages can significantly reduce the total length of the proposed launch vehicle in comparison with the length of the prototype. Placing an additional fuel tank coaxially with the first stage rocket block further reduces the length of the proposed launch vehicle.

На фиг. 1 схематично изображен общий вид РН; на фиг.2 - расположение элементов узлов межблочной силовой связи, вид А на фиг.1; на фиг.3 - элементы гидравлического соединения дополнительного топливного бака и бака с соответствующим компонентом топлива ракетного блока второй ступени. In FIG. 1 schematically shows a General view of the launch vehicle; figure 2 - the location of the nodes of the inter-unit power communications, view a in figure 1; figure 3 - elements of the hydraulic connection of the additional fuel tank and tank with the corresponding fuel component of the rocket unit of the second stage.

В качестве примера выполнения рассмотрена РН с использованием только одного дополнительного бака для питания двигателя второй ступени дополнительного бака горючего. Ракетный блок первой ступени может использовать жидкое или твердое ракетные топлива. As an example of implementation, the LV was considered using only one additional tank to power the engine of the second stage of the additional fuel tank. The first stage rocket unit may use liquid or solid rocket fuels.

Ракета-носитель содержит ракетный блок 1 первой ступени с ракетным двигателем 2 и расположенный параллельно ему ракетный блок 3 второй ступени, имеющий жидкостный ракетный двигатель 4 с поворотным соплом крена 5. Двигатели 2 и 4 установлены в карданных подвесах и снабжены рулевыми машинами, обеспечивающими поворот камер сгорания двигателей относительно оси их ракетных блоков (не показаны). Топливный отсек ракетного блока 3 второй ступени включает установленные соосно с двигателем 4 бак 6 криогенного окислителя (жидкого кислорода) и бак 7 криогенного горючего (жидкого водорода), а также расходные магистрали (не показаны) для питания двигателя 4 компонентами из баков 6 и 7. Ракетные блоки 1 и 3 включают в себя также органы управления, аппаратуру, вспомогательные системы и агрегаты (не показаны). Ракетный блок 3 второй ступени содержит также дополнительный топливный бак 8 с криогенным горючим (жидким водородом), размещенный соосно ракетному блоку 1 первой ступени и соединенный с ним межблочным переходным отсеком 9, расположенным в верхней части ракетного блока 1. Дополнительный бак горючего 8 в рассматриваемом примере выполнения подключен к основному баку горючего 7 ракетного блока 3 с помощью расстыковываемой в полете магистрали 10, содержащей узел расстыковки 11 и отсечной клапан 12. The booster rocket contains a rocket block 1 of the first stage with a rocket engine 2 and a parallel rocket block 3 of the second stage, having a liquid rocket engine 4 with a swivel nozzle 5. Engines 2 and 4 are mounted in cardan suspensions and are equipped with steering machines for turning cameras combustion engines relative to the axis of their missile blocks (not shown). The fuel compartment of the second stage rocket block 3 includes a cryogenic oxidizer (liquid oxygen) tank 6 and a cryogenic fuel (liquid hydrogen) tank 7, and also supply lines (not shown) for supplying the engine with 4 components from tanks 6 and 7 installed coaxially with the engine 4. Missile blocks 1 and 3 also include controls, equipment, auxiliary systems and assemblies (not shown). The rocket block 3 of the second stage also contains an additional fuel tank 8 with cryogenic fuel (liquid hydrogen) placed coaxially to the rocket block 1 of the first stage and connected to it by an interunit transition compartment 9 located in the upper part of the rocket block 1. Additional fuel tank 8 in this example execution is connected to the main fuel tank 7 of the missile unit 3 using the undocked in flight line 10 containing the undocking unit 11 and the shut-off valve 12.

Следует отметить, что в некоторых случаях может оказаться более выгодным подавать горючее из дополнительного бака 8 не в основной бак горючего 7 ракетного блока 3 второй ступени, а непосредственно в питающую двигатель 4 расходную магистраль горючего (с использованием клапана переключения). It should be noted that in some cases it may be more advantageous to supply fuel from the additional tank 8 not to the main fuel tank 7 of the second stage rocket unit 3, but directly to the fuel supply line 4 to the supply engine 4 (using a switching valve).

На ракетном блоке 3 соосно ему установлен головной блок 13 с полезным грузом, закрепленный в передней части ракетного блока через переходной отсек 14, снабженный узлом разделения 15. Ракетный блок 3 второй ступени с помощью нижнего узла межблочной силовой связи 16, расположенного в хвостовой части блока на его боковой поверхности, и верхнего узла межблочной силовой связи 17, расположенного на боковой поверхности блока в его верхней части, соединен с ракетным блоком 1 первой ступени и дополнительным баком горючего 8, связанными межблочным переходным отсеком 9. Срезы сопел двигателей 2 и 4 ракетных блоков 1 и 3 для обеспечения необходимого теплового режима хвостовых отсеков при совместной работе двигателей целесообразно располагать на одном уровне. Узлы межблочной силовой связи 16 и 17 снабжены узлами разделения ступеней 18. В передней части дополнительного топливного бака 8 установлен обтекатель 19. A head unit 13 with a payload is mounted coaxially with it on the missile unit 3, and is mounted in front of the missile unit through the transition compartment 14, equipped with a separation unit 15. The second stage missile unit 3, using the lower interconnect power communication unit 16 located in the rear of the unit on its lateral surface, and the upper unit of interblock power communication 17, located on the side surface of the block in its upper part, is connected to the rocket block 1 of the first stage and an additional fuel tank 8 connected by an interblock junction nym compartment 9. Sections nozzles motors 2 and 4 rocket units 1 and 3 to provide the necessary thermal regime tail compartments at teamwork engines useful to have the same level. The units of interblock power communication 16 and 17 are equipped with units for separating the stages 18. A fairing 19 is installed in the front of the additional fuel tank 8.

Предлагаемая многоступенчатая ракета-носитель работает следующим образом. The proposed multi-stage launch vehicle operates as follows.

РН вертикально устанавливается на пусковом столе стартовой позиции и крепится на нем с помощью замков силового крепления. При старте РН производится запуск ракетных двигателей 4 и 2 ракетных блоков 3 и 1 второй и первой ступеней, при этом оси камер сгорания двигателей 2 и 4 с помощью рулевых машин направлены по оси ракетных блоков 1 и 3. После старта РН в зависимости от выбранной программы управления движением ракеты-носителя осуществляется автоматический поворот камер сгорания двигателей 2 и 4 относительно оси их ракетных блоков, обеспечивающий направление равнодействующей вектора тяги в центр масс РН. The launch vehicle is mounted vertically on the launch pad of the launch position and is mounted on it using power locks. At the launch of the launch vehicle, rocket engines 4 and 2 of the rocket blocks 3 and 1 of the second and first stages are launched, while the axes of the combustion chambers of engines 2 and 4 are directed along the axis of the rocket blocks 1 and 3 using steering machines. After the launch of the launch vehicle, depending on the selected program The control of the motion of the launch vehicle carries out automatic rotation of the combustion chambers of engines 2 and 4 relative to the axis of their rocket blocks, ensuring the direction of the resultant thrust vector to the center of mass of the launch vehicle.

Управление ракетой-носителем по каналам тангажа, рыскания и вращения на этом участке полета осуществляется качанием камер сгорания двигателей ступеней. После выработки криогенного горючего из дополнительного топливного бака 8 и окончания работы двигателя ракетного блока 1 первой ступени срабатывают узлы разделения ступеней 18, установленные в узлах межблочной силовой связи 16 и 17, и происходит отделение ракетного блока 1 и дополнительного бака 8 от ракетного блока 3 второй ступени и головного блока 13 с полезным грузом. Управление полетом РН в процессе отделения ракетного блока 1 с баком 8 и далее на активном участке полета второй ступени осуществляется качанием двигателя 4 ракетного блока 3, а также поворотным соплом крена 5. В конце активного участка полета второй ступени РН по достижении базовой орбиты срабатывает узел разделения 15 межблочного переходного отсека 14 и происходит отделение ракетного блока 3 второй ступени от головного блока 13 с полезным грузом, работа многоступенчатой РН по выведению полезного груза на орбиту закончена. The launch vehicle is controlled by pitch, yaw and rotation channels in this flight section by swinging the combustion chambers of the stage engines. After the cryogenic fuel is developed from the additional fuel tank 8 and the engine of the rocket block 1 of the first stage is finished, the nodes for separating the stages 18 installed in the nodes of the inter-unit power communication 16 and 17 are triggered, and the rocket block 1 and the additional tank 8 are separated from the rocket block 3 of the second stage and a head unit 13 with a payload. The LV flight control in the process of separation of the rocket block 1 with the tank 8 and then on the active section of the flight of the second stage is performed by swinging the engine 4 of the rocket block 3, as well as by the rotary nozzle of the bank 5. At the end of the active section of the flight of the second stage of the LV, the separation unit is triggered 15 of the interunit transition compartment 14, and the second stage rocket block 3 is separated from the head block 13 with the payload, the multi-stage launch vehicle for putting the payload into orbit is finished.

Claims

A multistage launch vehicle containing a head unit with a payload, a first stage rocket block with an interunit transition compartment in its upper part and a second stage rocket block including a fuel compartment with tanks and oxidizer and fuel supply lines, characterized in that it is equipped with two nodes inter-unit power communication, containing nodes of separation of steps, and at least one additional fuel tank connected via a trunk with a shut-off valve disconnected in flight to the fuel compartment missile block of the second stage, while the additional fuel tank is placed coaxially with the missile block of the first stage and connected to its interblock transition compartment, and the missile block of the second stage is parallel to the missile block of the first stage and the additional fuel tank and connected to them by interconnect power communication units located on its side surface.