RU2239585C1 - Средство выведения аппаратов космического назначения - Google Patents
Средство выведения аппаратов космического назначения Download PDFInfo
- Publication number
- RU2239585C1 RU2239585C1 RU2003105250/11A RU2003105250A RU2239585C1 RU 2239585 C1 RU2239585 C1 RU 2239585C1 RU 2003105250/11 A RU2003105250/11 A RU 2003105250/11A RU 2003105250 A RU2003105250 A RU 2003105250A RU 2239585 C1 RU2239585 C1 RU 2239585C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- stage
- nozzle
- launch vehicle
- compartment
- combustion chamber
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к средствам выведения аппаратов космического назначения на заданные орбиты. Средство выведения аппаратов космического назначения состоит из ракеты-носителя с отсеком ступени, стыкуемой с разгонным блоком, и разгонного блока. В маршевый двигатель разгонного блока вводится сопловой насадок с увеличенной степенью расширения, который заглублен в пространство центральной части отсека ступени ракеты-носителя, стыкуемой с разгонным блоком. Удлинение соплового насадка маршевого двигателя и степень его расширения определяются пространством центральной части переходного отсека ступени ракеты-носителя. Сопловой насадок с увеличенной степенью расширения на срезе имеет увеличенный диаметр. Для обеспечения безударного выхода соплового насадка из полости переходного отсека ступени ракеты-носителя, стыкуемой с разгонным блоком, в карданном подвесе камеры сгорания маршевого двигателя разгонного блока вводится упор, который ограничивает отклонение камеры сгорания на угол, необходимый для управления движением разгонного блока, и обеспечивает гарантированные зазоры между сопловым насадком и монтажным оборудованием. Технический результат заключается в увеличении массы полезной нагрузки за счет повышения удельного импульса маршевого двигателя разгонного блока. 2 ил.
Description
Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к средствам выведения аппаратов космического назначения на заданные орбиты.
Известны средства выведения космического назначения "Протон", "Квант" с ракетным разгонным блоком, Н1-Л3 с лунным орбитальным комплексом, "Зенит" с ракетным разгонным блоком (см. стр. 488, 489, 522-524 издание "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева", издательство МЕНОНСОВПОЛИГРАФ).
Наиболее близким аналогом является средство выведения аппаратов космического назначения, состоящее из ракеты-носителя с отсеком на ступени, стыкуемой с разгонным блоком, и разгонного блока, взятое за прототип (см. рис. на стр.489 источника, приведенного выше).
Недостатком прототипа является недостаточность удельного импульса маршевого двигателя разгонного блока для выведения тяжелых космических аппаратов на высокоэнергетические орбиты.
Задачей предложенного средства выведения аппаратов космического назначения является увеличение массы полезного груза за счет повышения удельного импульса маршевого двигателя разгонного блока.
Эта задача достигается тем, что в средстве выведения аппаратов космического назначения, содержащем ракету-носитель с переходным отсеком на ступени, стыкуемой с разгонным блоком, и разгонный блок, сопловой насадок маршевого двигателя разгонного блока выполнен в виде соплового насадка с увеличенной степенью расширения и заглублен в центральную часть отсека ступени ракеты-носителя, стыкуемой с разгонным блоком, при этом сопловой насадок с увеличенной степенью расширения на срезе имеет увеличенный диаметр, поэтому для обеспечения безударного выхода соплового насадка из центральной зоны переходного отсека последней ступени ракеты-носителя в карданном подвесе камеры сгорания маршевого двигателя разгонного блока вводится упор, который ограничивает отклонение камеры сгорания на угол, необходимый для управления движением разгонного блока, и обеспечивает гарантированный зазор между сопловым насадком и монтажным оборудованием переходного отсека ракеты-носителя на всех этапах подготовки и эксплуатации ракеты космического назначения. Гарантированные зазоры и ограничение угла отклонения камеры сгорания определяются расчетным путем.
На фиг.1 изображены средства выведения космического назначения, на фиг.2 изображен узел вращения в карданном подвесе камеры сгорания маршевого двигателя разгонного блока, в котором выполнено ограничение угла отклонения камеры сгорания, где:
1 - ракета-носитель;
2 - ступень ракеты, стыкуемая с разгонным блоком;
3 - маршевый двигатель разгонного блока;
4 - сопловой насадок маршевого двигателя разгонного блока;
5 - разгонный блок;
6 - переходный отсек;
7 - центральная часть переходного отсека;
8 - периферийная часть переходного отсека;
9 - камера сгорания;
10 - карданный подвес;
11 - упор;
12 - рама;
13 - узел вращения;
14 - угол отклонения камеры сгорания.
Предложено средство выведения аппаратов космического назначения, состоящее из ракеты-носителя 1 с переходным отсеком 6 на ступени 2, стыкуемой с разгонным блоком, и разгонного блока 5, причем в маршевый двигатель 3 разгонного блока 5 вводится сопловой насадок 4 маршевого двигателя 3 с увеличенной степенью расширения, который заглублен в пространство центральной части переходного отсека 7 ступени ракеты-носителя 2, стыкуемой с разгонным блоком.
Удлинение соплового насадка 4 маршевого двигателя 3 и степень его расширения определяются пространством в центральной части переходного отсека 7, свободного от монтажного оборудования, которое размещается, как правило, на оболочке в переферийной части переходного отсека 8.
При наличии свободного пространства в центральной части переходного отсека 7 оно используется для размещения в нем соплового насадка 4 маршевого двигателя 3. При недостатке или отсутствии свободного пространства в центральной части переходного отсека 7 монтажное оборудование размещается таким образом, чтобы оно находилось только в переферийной части переходного отсека 8.
Сопловой насадок 4 с увеличенной степенью расширения на срезе имеет увеличенный диаметр, поэтому для обеспечения безударного выхода соплового насадка 4 из центральной части переходного отсека 7 ступени 2 ракеты-носителя 1 в узел вращения 13 карданного подвеса 10 камеры сгорания 9, расположенного в нижней части рамы 12 маршевого двигателя 3 разгонного блока 5, вводится упор 11, который ограничивает отклонение камеры сгорания 9 на угол отклонения камеры сгорания 14 и обеспечивает гарантированный зазор между сопловым насадком 4 и монтажным оборудованием, расположенным в переферийной зоне 8 переходного отсека 6 ступени 2 ракеты-носителя 1, стыкуемой с разгонным блоком, на всех этапах подготовки к пуску и эксплуатации ракеты космического назначения.
Это позволяет, не увеличивая длину ракеты космического назначения 1, за счет удлинения соплового насадка маршевого двигателя 4 разгонного блока 5, увеличения его степени расширения обеспечить повышение удельного импульса тяги маршевого двигателя 3 в пустоте и, как следствие, увеличить массу выводимого полезного груза.
Предложенное средство выведения аппаратов космического назначения функционирует следующим образом.
В полете в процессе отделения разгонного блока 5 от ступени ракеты-носителя 2 сопловой насадок 4 маршевого двигателя 3 разгонного блока 5 выходит безударно из центральной части переходного отсека 7 за счет наличия гарантированных зазоров между сопловым насадком 4 маршевого двигателя 3 разгонного блока 5 и монтажным оборудованием, расположенным в переферийной части переходного отсека 8.
При наличии свободного пространства в центральной части переходного отсека 7 оно используется для размещения в нем соплового насадка 4 маршевого двигателя 3; при недостатке или отсутствии свободного пространства в центральной части переходного отсека 7 необходимо произвести перекомпоновку монтажного оборудования, разместив его в переферийной части переходного отсека 8.
Гарантированные зазоры, в свою очередь, обеспечиваются за счет ограничения угла отклонения камеры сгорания 14 путем введения упора 11 в узел вращения 13 карданного подвеса 10 камеры сгорания 9 маршевого двигателя 3 разгонного блока 5.
Например, при увеличении длины соплового насадка 4 маршевого двигателя 3 приблизительно на 400 мм и заглублении его в переходный отсек 6 ракеты-носителя 1 удельный импульс тяги маршевого двигателя 3 разгонного блока 5 повысится не менее чем на 4 с, что эквивалентно увеличению массы полезного груза на ~130 кг, при этом общая длина ракеты космического назначения не изменяется.
Claims (1)
- Средство выведения аппаратов космического назначения, состоящее из ракеты-носителя с переходным отсеком на ступени, стыкуемой с разгонным блоком, и разгонного блока с маршевым двигателем, отличающееся тем, что сопловой насадок маршевого двигателя разгонного блока выполнен в виде соплового насадка с увеличенной степенью расширения и заглублен в центральную часть переходного отсека ступени ракеты-носителя, стыкуемой с разгонным блоком, при этом в карданный подвес камеры сгорания маршевого двигателя разгонного блока введен упор, который ограничивает отклонение камеры сгорания на угол, необходимый для управления движением разгонного блока и обеспечения гарантированных зазоров для безударного выхода соплового насадка маршевого двигателя разгонного блока из переходного отсека ступени ракеты-носителя, стыкуемой с разгонным блоком.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2003105250/11A RU2239585C1 (ru) | 2003-02-21 | 2003-02-21 | Средство выведения аппаратов космического назначения |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2003105250/11A RU2239585C1 (ru) | 2003-02-21 | 2003-02-21 | Средство выведения аппаратов космического назначения |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2003105250A RU2003105250A (ru) | 2004-09-27 |
RU2239585C1 true RU2239585C1 (ru) | 2004-11-10 |
Family
ID=34310439
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2003105250/11A RU2239585C1 (ru) | 2003-02-21 | 2003-02-21 | Средство выведения аппаратов космического назначения |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2239585C1 (ru) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2475428C1 (ru) * | 2011-07-29 | 2013-02-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Способ управления угловым движением ракеты космического назначения |
RU2478533C1 (ru) * | 2011-08-04 | 2013-04-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Космическая головная часть |
-
2003
- 2003-02-21 RU RU2003105250/11A patent/RU2239585C1/ru not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
Издание "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева", Менонсовполиграф, 1996, с.489. Ракеты-носители /Под редакцией профес. С.О. Осипова. - М.: Воениздат, 1981, с.21 и 22. * |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2475428C1 (ru) * | 2011-07-29 | 2013-02-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Способ управления угловым движением ракеты космического назначения |
RU2478533C1 (ru) * | 2011-08-04 | 2013-04-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Космическая головная часть |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP0264030A3 (en) | Horizontal-takeoff transatmospheric launch system | |
US5117758A (en) | Booster rocket range safety system | |
RU2239585C1 (ru) | Средство выведения аппаратов космического назначения | |
CA2331724A1 (en) | An armor piercing projectile | |
US3131635A (en) | Guillotine separation joint | |
RU2289533C1 (ru) | Способ выведения космического аппарата на межпланетную траекторию полета | |
ZA200408454B (en) | Method and device for launching free-flying projectiles. | |
Bianchi et al. | VEGA, the European small launcher: Development status, future perspectives, and applications | |
JP2954948B2 (ja) | 空中飛翔体 | |
HURLEY JR et al. | Stage separation of parallel-staged shuttle vehicles-A capability assessment. | |
RU2025645C1 (ru) | Ракета космического назначения | |
AU2021100758A4 (en) | ZENIT-AUSTRALIA space launch vehicle | |
RU2633973C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива с однократно изменяемым вектором тяги | |
RU2751731C1 (ru) | Способ управления ракетой космического назначения, переоборудованной из многоступенчатой жидкостной баллистической ракеты | |
Kennedy et al. | Solid rocket motor development for land-based intercontinental ballistic missiles | |
RU2751729C1 (ru) | Способ управления ракетой космического назначения | |
JPH0723562Y2 (ja) | ロケットモータのノズル結合構造 | |
US4408536A (en) | Method of re-entry body separation and ejection | |
RU2003105250A (ru) | Средство выведения аппаратов космического назначения | |
Osborne et al. | Solid rocket motor random vibration | |
RU2109160C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
RU2252332C2 (ru) | Двигательная установка для отделения и увода аэрокосмического агрегата от разгонной ступени носителя | |
RU2248521C2 (ru) | Способ обеспечения безопасности пусковой установки при стрельбе ракетой и ракета для его реализации | |
RU2180644C1 (ru) | Способ старта ракеты-носителя с многосопловой двигательной установкой и ракетный комплекс для его осуществления (варианты) | |
Hopkins et al. | Athena-Demonstrated benefits of combining solid and liquid propulsion in small ELVs |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20190222 |