RU2464207C1

RU2464207C1 - Interplanetary rocket

Info

Publication number: RU2464207C1
Application number: RU2011119489/11A
Authority: RU
Inventors: Николай Борисович Болотин (RU); Николай Борисович Болотин
Original assignee: Николай Борисович Болотин
Priority date: 2011-05-13
Filing date: 2011-05-13
Publication date: 2012-10-20

Abstract

FIELD: transport.

SUBSTANCE: invention relates to rocketry. Proposed rocket comprises first stage central module with first stage lateral modules and second stage central module with second stage lateral modules. Lateral modules are connected with central module by correction bars that may be disconnected. All modules have body, oxidiser and fuel tanks arranged there inside, liquid-propellant rocket engine in every module and systems to feed fuel components from lateral modules into central module. Rocket incorporates sets of roll nozzles including two opposed roll nozzles. Said sets are located on outer surface of lateral module bodies of all stages, remote from carrier rocket axis.

EFFECT: higher safety and controllability.

6 cl, 14 dwg

Description

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к ракетам с жидкостными ракетным двигателям, выполненным по закрытой схеме, с дожиганием газогенераторного газа, и к средствам управления ракетой по крену и предназначено для управления вектором тяги двигателя и ракетой по тангажу, рысканию и крену.The invention relates to rocket technology, specifically to rockets with liquid rocket engines, made in a closed circuit, with afterburning of gas-generating gas, and to rocket controls for roll and is intended to control the thrust vector of the engine and the rocket in pitch, yaw and roll.

Известны технические решения, предусматривающие использование в многоступенчатой РН однобаковых ракетных модулей (РМ). Примером применения однобаковых РМ может служить первая ступень ракеты-носителя "Протон" [1], в которой шесть однобаковых РМ крепятся к центральному топливному баку (ТБ). Жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) каждого модуля получает один компонент топлива из бака собственного блока, другой - из центрального топливного бака при помощи межмодульной топливной магистрали (ТМ). Применение такой схемы позволило уменьшить длину ступени и размерность баков, что в свою очередь дало возможность транспортировать ее поблочно по железной дороге. Недостатком РН является невысокое энергомассовое совершенство первой ступени, обусловленное ее конструктивной схемой и типом применяемого топлива. Для того чтобы РН была эффективной, на ней устанавливаются еще две ступени, соединенные с первой по схеме "тандем". Двигатели этих ступеней запускаются в полете, что отрицательно сказывается на надежности носителя. Кроме того, размерность верхних ступеней потребовала установки на них двигателей другого класса тяги, чем на первой, т.е. носитель оказался неунифицированным по ЖРД. Статистика аварий РН "Протон" показывает, что значительная их доля была связана с работой двигателей верхних ступеней.Known technical solutions for the use of multi-stage launcher single-tank missile modules (RM). An example of the use of single-tank RMs is the first stage of the Proton launch vehicle [1], in which six single-tank RMs are attached to the central fuel tank (TB). The liquid propellant rocket engine (LRE) of each module receives one component of fuel from the tank of its own unit, the other from the central fuel tank using the inter-module fuel line (TM). The use of such a scheme made it possible to reduce the length of the step and the dimension of the tanks, which in turn made it possible to transport it block by rail. The disadvantage of the launch vehicle is the low energy-mass perfection of the first stage, due to its structural design and the type of fuel used. In order for the launch vehicle to be effective, two more stages are connected to it, connected to the first one according to the tandem scheme. The engines of these stages start in flight, which negatively affects the reliability of the carrier. In addition, the dimension of the upper stages required the installation of engines of a different thrust class on them than on the first, i.e. the carrier turned out to be unified by LRE. Accident statistics of the Proton rocket show that a significant proportion of them were related to the operation of the upper stage engines.

Известно применение объединенных в связки пар однобаковых блоков ([2] - "ОТРАГ"), в котором ракета составлялась из пар однобаковых блоков, имеющих собственный двигатель и единственный топливный бак, и применявшая вытеснительную систему подачи топлива. В качестве топлива использовались керосин и концентрированная азотная кислота. Во время полета между блоками в паре происходил обмен недостающими компонентами топлива. Основной недостаток такой схемы - требуемая высокая ступенчатость для компенсации низких энергомассовых характеристик ракеты (до 6 ступеней у носителей "ОТРАГ"), результатом чего явилось большое - от нескольких десятков до 600 - количество пар блоков. Следствием такого количества элементов явилась низкая расчетная надежность ракеты. Кроме того, в ракете отсутствовал центральный, стержневой элемент при том, что полезный груз устанавливался тандемно с ней. Отсутствие такого элемента в конструкции РН способствует развитию неустойчивостей в полете и приводит к повышенным вибровоздействиям на полезный груз и саму конструкцию ракеты.It is known to use pairs of single-tank units combined in a bundle ([2] - "HAZARD"), in which the rocket was composed of pairs of single-tank blocks, having their own engine and a single fuel tank, and using a fuel displacement system. Kerosene and concentrated nitric acid were used as fuel. During the flight, the missing fuel components were exchanged between the blocks in pairs. The main drawback of such a scheme is the required high staging to compensate for the low energy-mass characteristics of the rocket (up to 6 steps for carriers "HAG"), which resulted in a large - from several tens to 600 - the number of pairs of blocks. The consequence of this number of elements was the low design reliability of the rocket. In addition, the central missile element was absent in the rocket, while the payload was mounted in tandem with it. The absence of such an element in the design of the launch vehicle contributes to the development of instabilities in flight and leads to increased vibration effects on the payload and the design of the rocket itself.

Известен проект технологического ряда РН "Ангара" [3], первая ступень которых имеет в своей основе унифицированные двухбаковые РМ, собранные по схеме "пакет". Один из модулей является центральным, остальные располагаются симметрично вокруг него. В семействе РН "Ангара" все модули имеют высокую степень унификации - используют одинаковые компоненты топлива, однотипные двигатели, топливные баки одинакового диаметра и объема. Это позволяет сократить затраты на разработку ракет-носителей и создание производственной базы.The project of the technological series of the Angara launch vehicle [3] is known, the first stage of which is based on unified two-tank RM assembled according to the "package" scheme. One of the modules is central, the rest are symmetrically around it. In the Angara launch vehicle family, all modules have a high degree of unification — they use the same fuel components, engines of the same type, and fuel tanks of the same diameter and volume. This reduces the cost of developing launch vehicles and creating a production base.

Но эти носители имеют следующие недостатки. Для повышения эффективности на последнем участке работы первой ступени проводят дросселирование ЖРД центрального РМ (ЦРМ). Это позволяет к окончанию работы боковых ракет-носителей иметь некоторый остаток топлива в баках ЦРМ. Сброс боковых РМ и автономный полет центрального РМ повышают грузоподъемность носителя, но глубокое дросселирование двигателя невозможно без ухудшения его характеристик и уменьшения надежности. Умеренное дросселирование без существенных последствий позволяет добиться относительно небольшого, около 20%, остатка топлива в баках центрального ракетного модуля. Таким образом, связка из нескольких унифицированных блоков оказывается слабоэффективной для запусков искусственных спутников. Установленная на РН вторая ступень - дополнительный ракетный блок, расположенный соосно с центральным ракетным модулем, существенно повышает массу выводимого полезного груза. Но этот блок вносит в ракету-носитель два существенных недостатка. Во-первых, запуск его двигателя производится в полете, что не дает возможности в случае невключения остановить пуск. Во-вторых, блок второй ступени не унифицирован с блоками первой ступени, что требует организации для него отдельного производства. Еще одним недостатком носителя является то, что отказ в полете двигателя любого из блоков первой ступени на всем протяжении его работы, за исключением самых последних секунд, неизбежно приводит к невыполнению задачи полета РН. Это вызвано неиспользуемым остатком топлива в аварийном блоке, который не позволяет носителю набрать достаточную скорость.But these media have the following disadvantages. To increase efficiency in the last section of the first stage, throttle the liquid propellant rocket engine of the central Republic of Moldova (TsRM). This allows the end of the side launch vehicles to have some fuel remaining in the tanks of the CRM. The discharge of the side RMs and the autonomous flight of the central RM increase the carrying capacity of the carrier, but deep throttling of the engine is impossible without a deterioration of its characteristics and a decrease in reliability. Moderate throttling without significant consequences allows you to achieve a relatively small, about 20%, fuel residue in the tanks of the central rocket module. Thus, a bunch of several unified blocks is ineffective for launching artificial satellites. The second stage installed on the launch vehicle — an additional missile unit located coaxially with the central missile module — significantly increases the mass of the payload. But this unit introduces two significant drawbacks into the launch vehicle. Firstly, it starts the engine in flight, which makes it impossible to stop the start-up if it is not turned on. Secondly, the second stage unit is not unified with the first stage units, which requires the organization of a separate production for it. Another disadvantage of the carrier is that failure to fly the engine of any of the first-stage units throughout its operation, with the exception of the very last seconds, inevitably leads to failure to fulfill the LV mission. This is caused by the unused fuel remaining in the emergency unit, which prevents the carrier from gaining sufficient speed.

Известны также РН пакетной схемы, в которой оба компонента из двухбаковых ракетных блоков (модулей) передаются в блоки последующих ступеней в процессе их совместной работы с тем, чтобы к моменту разделения ступеней обеспечить максимальное заполнение баков модулей работающей компоновки [4]. Носитель состоит из нескольких двухбаковых ракетных модулей, собранных по схеме "пакет", и головной части, содержащей полезный груз. Головная часть может также содержать ракетный блок - дополнительную верхнюю ступень. Пакетная компоновка может содержать различное количество РМ, которые являются модулями не менее, чем двух ступеней. Последняя ступень состоит из одного блока, на который сверху устанавливается головная часть. Ракетные модули всех ступеней до предпоследней включительно оборудованы средствами отделения в полете от основной компоновки. Ракета-носитель снабжена системой перелива компонентов топлива между модулями, состоящей из межмодульных топливных магистралей, которыми соединены собственные топливные магистрали модулей каждой предыдущей и последующей ступеней. На межмодульных топливных магистралях установлены отрывные гидроразъемы и по два отсечных клапана с обеих сторон от них. Кроме того, на каждой собственной топливной магистрали модулей, за исключением модулей первой ступени, выше мест соединения с межмодульными топливными магистралями установлены пусковые клапаны.Also known is the PH of a packet scheme in which both components from two-tank rocket blocks (modules) are transferred to blocks of subsequent stages in the process of their joint work so as to ensure the maximum filling of the tanks of the modules of the working layout by the time the stages are separated [4]. The carrier consists of several two-tank missile modules assembled according to the "package" scheme and a warhead containing the payload. The head part may also contain a missile block - an additional upper stage. A batch layout may contain a different number of PM, which are modules of at least two stages. The last step consists of one block, on which the head is mounted on top. Missile modules of all stages up to the penultimate inclusive are equipped with means of separation in flight from the main layout. The booster rocket is equipped with a system of overflow of fuel components between the modules, consisting of inter-module fuel lines, which connect their own fuel lines of the modules of each previous and subsequent stages. Separate hydraulic connectors and two shut-off valves on both sides of them are installed on the intermodular fuel lines. In addition, on each of its own fuel lines of the modules, with the exception of modules of the first stage, starting valves are installed above the junction with the intermodular fuel lines.

Ракета-носитель может быть изготовлена в нескольких модификациях, отличающихся количеством боковых РМ, их расположением относительно центрального ракетного модуля, количеством РМ в каждой ступени.The launch vehicle can be made in several modifications, differing in the number of side PM, their location relative to the central missile module, the number of PM in each stage.

Согласно [4] схема системы перелива компонентов топлива выглядит следующим образом. На топливных магистралях модулей последующей ступени, соединяющих их топливные баки с блоками ЖРД, установлены пусковые клапаны. Между модулями предшествующей и последующей ступеней проложены топливные магистрали, соединяющие топливные магистрали модулей предшествующей ступени с топливными магистралями соответствующего компонента модулей последующей ступени ниже установленных на них пусковых клапанов. На межмодульных топливных модулях в межмодульном пространстве установлены отрывные гидроразъемы, а с обеих сторон от них - отсечные клапаны. Последней ступенью является ЦРМ, из которого топливо не переливается.According to [4], the scheme of the overflow system of the fuel components is as follows. On the fuel lines of the modules of the next stage, connecting their fuel tanks with the blocks of the rocket engine, starting valves are installed. Between the modules of the previous and subsequent stages, fuel lines are laid connecting the fuel lines of the modules of the previous stage with the fuel lines of the corresponding component of the modules of the next stage below the start valves installed on them. Separate hydraulic connectors are installed on the inter-module fuel modules in the inter-module space, and shut-off valves are installed on both sides of them. The last step is the CRM, from which the fuel does not overflow.

Всего в ракете-носителе имеется по две межмодульных топливных магистрали на каждый боковой блок.In total, the launch vehicle has two intermodular fuel lines for each side unit.

Представленная ракета-носитель [4] наиболее близка предлагаемой и выбрана в качестве прототипа.Presents a launch vehicle [4] is the closest to the proposed and selected as a prototype.

Недостатком прототипа является возрастающая сложность при увеличении количества составляющих блоков: с каждым дополнительным ракетным модулем, начиная со второго, ракета-носитель получает два топливных бака с обеспечивающими их работу системами и две межмодульные ТМ, каждая из которых содержит два отсечных клапана и один отрывной гидроразъем. Кроме того, ракетный модуль второй и последующих ступеней содержат два пусковых клапана на собственных топливных магистралях модуля. Наличие этих устройств неблагоприятно влияет на надежность ракеты-носителя, так как все они срабатывают в процессе полета, а отказ большинства из них вызывает аварию ракеты-носителя. По крайней мере, авария произойдет при нерасстыковке отрывных гидроразъемов и незакрытии отсечных клапанов со стороны работающей ступени.The disadvantage of the prototype is the increasing complexity with an increase in the number of component blocks: with each additional missile module, starting from the second, the launch vehicle receives two fuel tanks with the systems that support them and two intermodular TMs, each of which contains two shut-off valves and one tear-off hydraulic connector. In addition, the rocket module of the second and subsequent stages contain two starting valves on the module’s own fuel lines. The presence of these devices adversely affects the reliability of the launch vehicle, since all of them are triggered during the flight, and the failure of most of them causes a launch vehicle accident. At least, an accident will occur when the disconnect hydraulic connectors are not undocked and the shut-off valves are not closed from the side of the working stage.

Возрастающее количество межмодульных топливных модулей с отрывными гидроразъемами отражается на массе и стоимости изготовления конструкции. Большое количество баков также увеличивает сухую массу и стоимость изготовления РН. Это связано не только с необходимостью установки в каждом баке систем контроля состояния компонента, но и с объемом внутрибаковых работ, после которых должна быть обеспечена его высокая чистота. В процессе производства баков требуется и очистка изнутри их стенок. Объем этой работы пропорционален суммарной площади внутренней поверхности баков, которая пропорциональна количеству ракетных модулей.An increasing number of intermodular fuel modules with tear-off hydraulic connectors is reflected in the weight and cost of manufacturing the structure. A large number of tanks also increases the dry weight and the cost of manufacturing pH. This is due not only to the need to install component monitoring systems in each tank, but also to the volume of internal tank work, after which its high purity must be ensured. In the process of production of tanks, cleaning is also required from the inside of their walls. The volume of this work is proportional to the total area of the inner surface of the tanks, which is proportional to the number of missile modules.

Особенно сложен контроль внутреннего состояния баков у многоразовых модулей. Дополнительную сложность вносит трубопровод компонента, расположенного в верхнем баке блока, обычно прокладываемый через нижний бак. Он целиком или частично подвешен в положении, близком к вертикальному, и при возвращении испытывает поперечные нагрузки, в несколько раз превышающие нагрузки при транспортировке и выведении. Производство ракетных блоков в многоразовом варианте потребует укрепления внутрибакового топливопровода или прокладке его по внешней поверхности бака, что приведет к увеличению их сухой массы.Particularly difficult is the control of the internal state of tanks in reusable modules. An additional complication is the piping of the component located in the upper tank of the unit, usually laid through the lower tank. It is fully or partially suspended in a position close to vertical, and upon return it experiences transverse loads several times higher than the loads during transportation and removal. The production of reusable rocket blocks will require the strengthening of the internal fuel line or laying it along the outer surface of the tank, which will lead to an increase in their dry weight.

Известна также ракета-носитель по патенту РФ №2291817 (прототип ракеты-носителя). Эта ракета-носитель содержит несколько ступеней, каждая из которых, в свою очередь, содержит центральный и боковые модули. Каждый модуль содержит корпус, баки окислителя и горючего и систему перелива одного из компонентов топлива. Топливо, предназначенное для перелива в другие блоки, распределяется покомпонентно по двухбаковой ракетой-носителем так, что в каждом из них только один компонент включает долю, предназначенную для перелива. Кроме того, это достигается обратным расположением баков в модулях разных ступеней и тем, что межмодульные топливные магистрали компонента верхних баков предыдущей ступени соединяются непосредственно с баками того же компонента последующей ступени, имеющими нижнее расположение в модулях. Это позволит вдвое сократить количество межмодульных топливных магистралей, а также сократить число пусковых клапанов и тем самым увеличить надежность и уменьшить стоимость изготовления ракеты-носителя.Also known is the launch vehicle according to the patent of the Russian Federation No. 2291817 (prototype launch vehicle). This booster contains several stages, each of which, in turn, contains a central and side modules. Each module contains a housing, oxidizer and fuel tanks, and an overflow system for one of the fuel components. The fuel intended for overflow into other blocks is distributed component-wise along a two-tank launch vehicle so that in each of them only one component includes a fraction intended for overflow. In addition, this is achieved by the reverse arrangement of the tanks in the modules of different stages and by the fact that the intermodular fuel lines of the component of the upper tanks of the previous stage are connected directly to the tanks of the same component of the next stage, which have a lower arrangement in the modules. This will halve the number of intermodular fuel lines, as well as reduce the number of start valves and thereby increase reliability and reduce the cost of manufacturing a launch vehicle.

Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2095607, предназначенный для использования в составе космических разгонных блоков, ступеней ракетоносителей и как маршевый двигатель космических аппаратов, включает в себя камеру сгорания с регенеративным трактом охлаждения, насосы подачи компонентов - горючего и окислителя с турбиной на одном валу, в который введен конденсатор. Выход конденсатора по линии хладагента соединен с входом в камеру сгорания и с входом в тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания.Known liquid rocket engine according to the patent of the Russian Federation for invention No. 2095607, intended for use in space booster blocks, stages of rocket launchers and as the main engine of spacecraft, includes a combustion chamber with a regenerative cooling path, pumps for supplying components - fuel and an oxidizer with a turbine one shaft into which the capacitor is inserted. The condenser outlet through the refrigerant line is connected to the entrance to the combustion chamber and to the entrance to the regenerative cooling path of the combustion chamber.

Недостатком этого двигателя является отсутствие управления вектором тяги.The disadvantage of this engine is the lack of thrust vector control.

Известен ЖРД по патенту РФ на изобретение №2190114, МПК 7 F02K 9/48, опубл. 27.09.2002 г.Этот ЖРД включает в себя камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат ТНА с насосами окислителя и горючего, выходные магистрали которых соединены с головкой камеры сгорания, основную турбину и контур привода основной турбины. В контур привода основной турбины входят последовательно соединенные между собой насос горючего и тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания, соединенный с входом в основную турбину. Выход из турбины ТНА соединен с входом второй ступени насоса горючего.Known LRE according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2190114, IPC 7 F02K 9/48, publ. 09/27/2002 This liquid-propellant rocket engine includes a combustion chamber with a regenerative cooling path, a TNA turbopump unit with oxidizer and fuel pumps, the output lines of which are connected to the head of the combustion chamber, the main turbine and the drive circuit of the main turbine. The main turbine drive circuit includes a fuel pump and a regenerative cooling path of the combustion chamber connected in series with each other and connected to the main turbine inlet. The exit from the turbine TNA is connected to the input of the second stage of the fuel pump.

Этот двигатель имеет существенный недостаток. Перепуск подогретого в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания горючего на вход во вторую ступень насоса горючего приведет к его кавитации. Большинство ЖРД используют такие компоненты топлива, что расход окислителя почти всегда больше расхода горючего. Следовательно, для мощных ЖРД, имеющих большую тягу и большое давление в камере сгорания, эта схема не приемлема, т.к. расхода горючего будет недостаточно для охлаждения камеры сгорания и привода основной турбины. Кроме того, не проработана система запуска ЖРД, система воспламенения компонентов топлива и система выключения ЖРД и его очистки от остатков горючего в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания.This engine has a significant drawback. Bypassing the fuel combustion chamber heated in the regenerative cooling path to the entrance to the second stage of the fuel pump will lead to cavitation. Most LREs use fuel components such that the oxidizer consumption is almost always greater than the fuel consumption. Therefore, for powerful rocket engines with great thrust and high pressure in the combustion chamber, this scheme is not acceptable, because fuel consumption will not be enough to cool the combustion chamber and drive the main turbine. In addition, the LRE launch system, the ignition system of the fuel components and the LRE shutdown system and its cleaning of fuel residues in the regenerative cooling path of the combustion chamber have not been developed.

Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2232915, опубл. 10.09.2003 г., который содержит камеру турбонасосный агрегат, газогенератор, систему запуска, средства для зажигания компонентов топлива и топливные магистрали. Выход насоса окислителя соединен с входом в газогенератор. Выход первой ступени насоса горючего соединен с каналами регенеративного охлаждения камеры и со смесительной головкой. Выход второй ступени насоса горючего соединен с регулятором расхода с электроприводом.Known liquid rocket engine according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2232915, publ. September 10, 2003, which contains a turbo pump unit, a gas generator, a launch system, means for igniting fuel components and fuel lines. The output of the oxidizer pump is connected to the inlet of the gas generator. The output of the first stage of the fuel pump is connected to the channels of regenerative cooling of the chamber and to the mixing head. The output of the second stage of the fuel pump is connected to an electric flow regulator.

Недостаток - двигатель не имеет системы регулирования вектора тяги и управления по крену.The disadvantage is that the engine does not have a thrust vector control system and roll control.

Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2161263, прототип жидкостного ракетного двигателя.Known liquid rocket engine according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2161263, a prototype of a liquid rocket engine.

Этот двигатель содержит силовую раму, камеру сгорания, выполненную с возможностью качания в двух плоскостях, газогенератор и турбонасосный агрегат, подстыкованный к газогенератору посредством газовода, содержащий, в свою очередь, турбину, насос окислителя, насос горючего и дополнительный насос горючего, газовод, соединяющий выход из турбины с камерой сгорания, и узел качания камеры сгорания ЖРД, установленный между газоводом и камерой сгорания, точнее головкой камеры сгорания. Этот узел выполнен в виде сильфона и кардана, которые совместно обеспечивают качание камеры сгорания и герметизацию подвода газогенераторного газа, имеющего большие давление и температуру. Кроме того, предусмотрена система охлаждения сильфона, так как его работоспособность в столь экстремальных условиях вызывает сомнение.This engine contains a power frame, a combustion chamber made with the possibility of swinging in two planes, a gas generator and a turbopump unit, coupled to the gas generator by means of a gas duct, containing, in turn, a turbine, an oxidizer pump, a fuel pump and an additional fuel pump, a gas duct connecting the outlet from a turbine with a combustion chamber, and a rocking unit of the rocket engine combustion chamber installed between the gas duct and the combustion chamber, more precisely, the head of the combustion chamber. This unit is made in the form of a bellows and a universal joint, which together provide the swing of the combustion chamber and sealing the supply of gas-generating gas, which has high pressure and temperature. In addition, a bellows cooling system is provided, since its performance under such extreme conditions is in doubt.

Турбонасосный агрегат содержит турбину с рабочим колесом и насосы окислителя, горючего и дополнительный насос горючего, установленные соосно насосу.The turbopump assembly comprises a turbine with an impeller and oxidizer, fuel and additional fuel pumps mounted coaxially to the pump.

Недостатки этого двигателя и узла подвески камеры сгорания, входящего в его состав: низкая ненадежность узла подвески камеры сгорания ЖРД из-за наличия большого количества деталей, малой прочности тонкостенных сильфонов, работающих при высоких давлении и температуре. Подшипники карданного подвеса, передающие силу тяги камеры сгорания, достигающую 200…1000 тс, также работают при высокой температуре (от 500 до 800°С), при этом смазка выгорает, подшипники разрушаются, управление вектором тяги затрудняется.The disadvantages of this engine and the suspension unit of the combustion chamber included in its composition: low unreliability of the suspension unit of the combustion chamber of the rocket engine due to the presence of a large number of parts, low strength of thin-walled bellows operating at high pressure and temperature. Gimbal bearings, transmitting the thrust of the combustion chamber, reaching 200 ... 1000 tf, also work at high temperatures (from 500 to 800 ° C), while the grease burns out, the bearings are destroyed, the thrust vector control is difficult.

Применение для охлаждения этого узла горючего, предназначенного для подачи в камеру сгорания, не только усложняет конструкцию этого узла и в целом двигателя, но и делает ее работу чрезвычайно опасной, так как при разрыве сильфона горючее и газогенераторный газ, содержащий избыток окислителя, войдут в контакт, что неизбежно приведет к пожару в двигательном отсеке ракеты и прекращению подачи горючего в камеру сгорания.The use for cooling this unit of fuel, intended for feeding into the combustion chamber, not only complicates the design of this unit and the engine as a whole, but also makes its operation extremely dangerous, since when the bellows breaks, the fuel and gas-generating gas containing excess oxidizer will come into contact that will inevitably lead to a fire in the engine compartment of the rocket and the cessation of fuel supply to the combustion chamber.

Управление вектором тяги выполнено ненадежно, а управление во углам крена вовсе отсутствует.The thrust vector control is not reliable, and there is no control at all in the corners of the roll.

Задачи создания изобретения (жидкостного ракетного двигателя): обеспечение надежности управления вектором тяги ЖРД и надежности управления ракетой по крену.The objectives of the invention (liquid rocket engine): ensuring the reliability of the thrust vector control of the rocket engine and the reliability of rocket control over the roll.

Известен турбонасосный агрегат с системой смазки редуктора, где редуктор частично заполняют смазкой так, чтобы одна из шестерен редуктора была погружена в смазку и разносила смазку на остальные шестерни и разбрызгивала ее (см. патент Великобритании №1281362, H. кл. F1C, 1972).A known turbopump assembly with a gearbox lubrication system, where the gearbox is partially filled with grease so that one of the gears of the gearbox is immersed in the grease and distributes the grease to the remaining gears and sprays it (see UK patent No. 1281362, H. CL F1C, 1972).

Недостатком известного турбонасосного агрегата является малая эффективность смазки и охлаждения при высоких нагрузках.A disadvantage of the known turbopump unit is the low efficiency of lubrication and cooling at high loads.

Наиболее близким к изобретению является турбонасосный агрегат, содержащий турбину и насос, валы которых соединены между собой при помощи редуктора, размещенного в корпусе с подводящими и отводящими каналами (см. патент США №3269317, Н. кл. 417-405, 1966).Closest to the invention is a turbopump assembly comprising a turbine and a pump, the shafts of which are interconnected by means of a gearbox located in a housing with inlet and outlet channels (see US patent No. 3269317, N. CL. 417-405, 1966).

Недостатком известного турбонасосного агрегата является малая эффективность смазки и охлаждения редуктора.A disadvantage of the known turbopump unit is the low efficiency of lubrication and cooling of the gearbox.

Известен турбонасосный агрегат по патенту РФ на изобретение №219863 (прототип).Known turbopump assembly according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 219863 (prototype).

Этот турбонасосный агрегат содержит турбину и насос с двумя независимыми валами, которые соединены с помощью редуктора, размещенного в корпусе, с подводящими и отводящими каналами, причем оба вала расположены концентрично с образованием кольцевой полости, служащей подводящим каналом, а отводящий канал сообщен со входом насоса горючего.This turbopump assembly contains a turbine and a pump with two independent shafts, which are connected by means of a gearbox located in the housing to the inlet and outlet channels, both shafts being concentric with the formation of an annular cavity serving as the supply channel, and the discharge channel is in communication with the fuel pump inlet .

Недостаток заключается в низкой надежности и пожароопасности конструкции насоса горючего из-за нагрева горючего, охлаждающего редукторThe disadvantage is the low reliability and fire hazard of the fuel pump design due to heating of the fuel cooling the gearbox

Задачи создания изобретения: повышение безопасности полета и обеспечение надежности работы.Objectives of the invention: improving flight safety and ensuring reliability.

Решение указанных задач достигнуто в ракете для межпланетных полетов, содержащей центральный модуль первой ступени с боковыми модулями первой ступени и центральный блок второй ступени с боковыми модулями второй ступени, боковые модули соединены с центральными соединительными штангами, имеющими возможность расстыковки, при этом все модули имеют корпус, баки окислителя и горючего внутри корпусов, и, по меньшей мере, по одному жидкостному ракетному двигателю в каждом ракетном блоке и системе перелива одного из компонентов топлива из боковых модулей в центральный, тем, что согласно изобретению она содержит блоки сопел крена, содержащие по два оппозитно установленных сопла крена, блоки сопел крена установлены на внешней уделенной от оси ракеты-носителя поверхности корпусов боковых модулей всех ступеней.The solution of these problems was achieved in an interplanetary missile containing a central module of the first stage with side modules of the first stage and a central block of the second stage with side modules of the second stage, the side modules are connected to the central connecting rods that can be undocked, while all modules have a housing, oxidizer and fuel tanks inside the housings, and at least one liquid rocket engine in each rocket block and the overflow system of one of the fuel components from the side output modules to the central one, in that according to the invention it comprises blocks of roll nozzles containing two opposed roll nozzles, blocks of roll nozzles are installed on the outer surface of the housing of the side modules of all stages allocated from the axis of the launch vehicle.

Может быть применено четное число боковых модулей первой ступени, а блоки сопел крена первой ступени установлены на двух диаметрально противоположных боковых ракетных блоках первой ступени. Может быть применено нечетное число боковых модулей первой ступени, а блоки сопел крена первой ступени установлены на всех боковых ракетных блоках первой ступени. Количество боковых модулей второй ступени соответствует количеству боковых ракетных блоков первой ступени. Ракета может иметь третью ступень, при этом количество ракетных блоков третьей ступени соответствует количеству боковых ракетных блоков первой ступени. Боковые ракетные блоки всех ступеней могут быть установлены в одинаковых продольных плоскостях, проходящих через продольную ось ракеты.An even number of side modules of the first stage can be applied, and blocks of nozzles of a roll of the first stage are mounted on two diametrically opposite side rocket blocks of the first stage. An odd number of side modules of the first stage can be applied, and blocks of nozzles of a roll of the first stage are installed on all side rocket blocks of the first stage. The number of side modules of the second stage corresponds to the number of side rocket blocks of the first stage. A missile can have a third stage, while the number of missile blocks of the third stage corresponds to the number of side rocket blocks of the first stage. Side rocket blocks of all stages can be installed in the same longitudinal planes passing through the longitudinal axis of the rocket.

Сущность изобретения поясняется на фиг.1…10, где:The invention is illustrated in figure 1 ... 10, where:

- на фиг.1 и 2 приведена схема ракеты,- figure 1 and 2 shows a diagram of a rocket,

- на фиг.3 приведена схема отстыковки боковых ракетных блоков,- figure 3 shows a diagram of undocking of the side rocket blocks,

- на фиг.4…11 приведена схема размещения блоков сопел крена для ракеты-носителя с отделяемыми модулями,- figure 4 ... 11 shows the layout of the blocks of nozzles of the roll for the launch vehicle with detachable modules,

- на фиг.12 приведена конструкция бокового модуля,- Fig.12 shows the design of the side module,

- на фиг.13 приведена пневмогидравлическая схема двигателя,- Fig.13 shows the pneumohydraulic diagram of the engine,

- на фиг 14 приведена конструкция узла подвески.- Fig. 14 shows the design of the suspension assembly.

Ракета для межпланетных полетов (фиг.1…14) выполнена модульной конструкции и содержит сколь угодно большое количество ступеней. В дальнейшем описан пример трехступенчатой ракеты-носителя модульной схемы. При выполнении модульной схемы возможно собрать из одного или двух (трех) модулей сколь угодно большое количество ракет-носителей любого назначения и с любой энерговооруженностью.The rocket for interplanetary flights (figure 1 ... 14) is made of a modular design and contains an arbitrarily large number of stages. The following describes an example of a three-stage launcher of a modular design. When executing a modular scheme, it is possible to assemble from one or two (three) modules an arbitrarily large number of launch vehicles of any purpose and with any power ratio.

Конкретно описана ракета на примере трехступенчатой модульной ракеты (фиг.1…14). Ракета содержит три ступени (фиг.1…3), а именно центральный модуль первой ступени 1, боковые модули первой ступени 2, центральный модуль второй ступени 3 с боковыми модулями второй ступени 4, центральный модуль третьей ступени 5 с боковыми модулями третьей ступени 6 и головную часть 7 (полезную нагрузку). Центральный модуль второй ступени 3 соединен с центральным модулем первой ступени 1 при помощи фермы 8, а центральный модуль второй ступени 3 и центральный модуль третьей ступени 5 соединены фермой 9.A rocket is specifically described by the example of a three-stage modular rocket (Figs. 1 ... 14). The rocket contains three stages (FIGS. 1 ... 3), namely the central module of the first stage 1, the side modules of the first stage 2, the central module of the second stage 3 with the side modules of the second stage 4, the central module of the third stage 5 with the side modules of the third stage 6 and head part 7 (payload). The central module of the second stage 3 is connected to the central module of the first stage 1 by means of a truss 8, and the central module of the second stage 3 and the central module of the third stage 5 are connected by the truss 9.

Центральный модуль первой ступени 1 имеет корпус 10, бак окислителя 11, бак горючего 12 и жидкостный ракетный двигатель 13. Боковые модули первой ступени 2 содержат корпус 14, бак окислителя 15, бак горючего 16.The central module of the first stage 1 has a housing 10, an oxidizer tank 11, a fuel tank 12, and a liquid rocket engine 13. The lateral modules of the first stage 2 comprise a housing 14, an oxidizer tank 15, and a fuel tank 16.

Все жидкостные ракетные двигатели 13 могут быть выполнены одинаковой конструкции или отличаться только степенью расширения сопла. Боковых модулей первой ступени 2 может быть применено либо четное число (фиг.7, 8) или нечетное (фиг.3 и 5).All liquid rocket engines 13 can be made of the same design or differ only in the degree of expansion of the nozzle. The side modules of the first stage 2 can be applied either an even number (Fig.7, 8) or odd (Fig.3 and 5).

В свою очередь, центральный модуль второй ступени 3 имеет корпус 17, бак окислителя 18, бак горючего 19 и жидкостный ракетный двигатель 13. К центральному модулю второй ступени 3 присоединено несколько (не менее двух) боковых модулей 4, содержащих корпус 20, бак окислителя 21, бак горючего 22.In turn, the central module of the second stage 3 has a housing 17, an oxidizer tank 18, a fuel tank 19, and a liquid rocket engine 13. Several (at least two) side modules 4 comprising a housing 20, an oxidizer tank 21 are connected to the central module of the second stage 3 fuel tank 22.

Аналогично, центральный модуль третьей ступени 5 имеет корпус 23, бак окислителя 24, бак горючего 25 и жидкостный ракетный двигатель 13. К центральному модулю второй ступени 3 присоединено несколько (не менее двух) боковых модулей третьей ступени 6, содержащих корпус 26, бак окислителя 27, бак горючего 28.Similarly, the central module of the third stage 5 has a housing 23, an oxidizer tank 24, a fuel tank 25 and a liquid rocket engine 13. Several (at least two) side modules of the third stage 6 are connected to the central module of the second stage 3, comprising a housing 26, an oxidizer tank 27 fuel tank 28.

Боковых модулей третьей ступени 6, второй ступени 4, также как и первой 2, может быть применено либо четное число или нечетное, но наиболее предпочтительный вариант, когда число боковых модулей третьей ступени 6 и второй ступени 4 соответствует числу боковых модулей первой ступени 2 (фиг.1).The lateral modules of the third stage 6, the second stage 4, as well as the first 2, can be applied either an even number or an odd, but the most preferred option, when the number of side modules of the third stage 6 and the second stage 4 corresponds to the number of side modules of the first stage 2 (Fig. .one).

Головная часть 7 прикреплена к центральному модулю третьей ступени 5 соединительными элементами 29, выполненными с возможностью отделения в полете, например, при помощи пироболтов. На центральных модулях 1, 3 и 5 установлено не менее двух блоков сопел крена 30, а на всех боковых модулях 2, 4 и 6 или на некоторых из них (не менее двух) также установлены блоки сопел крена 30, содержащие по два оппозитно установленных сопла.The head part 7 is attached to the Central module of the third stage 5 by connecting elements 29, made with the possibility of separation in flight, for example, using pyro-bolts. At least two blocks of roll nozzles 30 are installed on the central modules 1, 3 and 5, and on all side modules 2, 4 and 6, or on some of them (at least two), blocks of roll nozzles 30 are also installed, containing two opposed nozzles .

Ракета выполнена с отделяемыми боковыми модулями 2, 4 и 6, которые прикреплены к соответствующему центральному модулю 1, или 3, или 5 каждый двумя соединительными штангами 31 (фиг.1 и 2). Соединительные штанги 31 выполнены с возможностью расстыковки в полете, при помощи средства отстыковки 32 и содержат внутри канал перелива окислителя 33 и канал перелива горючего 34. Ракета может быть оборудована силовыми штангами 35, например, установленными под углом к центральным модулям 1, 3 и 5. Кроме того, ракета может быть оборудована дополнительными штангами 36 (фиг.5), соединяющими боковые.The rocket is made with detachable side modules 2, 4 and 6, which are attached to the corresponding central module 1, 3, or 5 each with two connecting rods 31 (Figs. 1 and 2). The connecting rods 31 are made with the possibility of undocking in flight, using the undocking tool 32 and contain inside the channel overflow oxidizer 33 and the channel overflow fuel 34. The missile can be equipped with power rods 35, for example, installed at an angle to the Central modules 1, 3 and 5. In addition, the rocket can be equipped with additional rods 36 (figure 5), connecting the side.

Как отмечено ранее, на трехступенчатой ракете на боковых модулях 2, 4 и 6 установлено не менее двух блоков сопел крена 30 (фиг.4-11).As noted earlier, on a three-stage rocket on the side modules 2, 4 and 6, at least two blocks of roll nozzles 30 are installed (Figs. 4-11).

В этом случае компоновка установки блоков сопел крена 30 может быть выполнена, как это указано на фиг.5, 6, 9 и 10, т.е. при четном числе боковых модулей 2, 4 и 6 может быть применено только два блока сопел крена 30, а при нечетном - число блоков сопел крена 30 равно числу боковых модулей 2 или 4, или 6 (фиг.4, 7 и 11). Каналы перелива окислители 33 и горючего 34 (фиг.1 и 12), предназначенные для перелива обеих компонентов топлива из боковых модулей 2, 4 и 6 - в центральные модули 1, 3 и 5 в аварийной ситуации для боковых модулей 2, 4 и 6.In this case, the installation arrangement of the nozzle blocks of the roll 30 can be performed as indicated in FIGS. 5, 6, 9 and 10, i.e. with an even number of side modules 2, 4 and 6, only two blocks of roll nozzles 30 can be used, and with an odd number of blocks of roll nozzles 30 is equal to the number of side modules 2 or 4, or 6 (Figs. 4, 7 and 11). Overflow channels of oxidizing agents 33 and fuel 34 (FIGS. 1 and 12), designed to overflow both fuel components from side modules 2, 4 and 6 - into central modules 1, 3 and 5 in an emergency for side modules 2, 4 and 6.

Жидкостный ракетный двигатель 13 (фиг.12) содержит камеру сгорания 37, выполненную с возможностью качания в двух плоскостях, газогенератор 38 и турбонасосный агрегат 39, подстыкованный к камере сгорания 37 посредством газовода 40, содержащий в свою очередь турбину 41, насос окислителя 42, насос горючего 43. Турбонасосный агрегат 39 может содержать дополнительный насос горючего 44.The liquid-propellant rocket engine 13 (Fig. 12) comprises a combustion chamber 37, capable of swinging in two planes, a gas generator 38 and a turbopump assembly 39 coupled to the combustion chamber 37 by means of a gas duct 40, which in turn contains a turbine 41, an oxidizer pump 42, a pump fuel 43. Turbopump assembly 39 may include an additional fuel pump 44.

Выход из насоса горючего 43 соединен трубопроводом 45 с входом в дополнительный насос горючего 44. Камера сгорания 37 содержит головку 46, цилиндрическую часть 47 и сопло 48. Газогенератор 38 и ТНА 39 закреплены на камере сгорания 37 при помощи двух шарнирных тяг 49. В верхней части жидкостного ракетного двигателя 13 установлен узел подвески 50 камеры сгорания 37. Он обеспечивает качание камеры сгорания 37 в одной плоскости относительно центра узла подвески 50 для управления вектором тяги R, с целью управления ракетой по углам тангажа и рыскания.The exit from the fuel pump 43 is connected by a pipe 45 to the entrance to the additional fuel pump 44. The combustion chamber 37 contains a head 46, a cylindrical part 47 and a nozzle 48. The gas generator 38 and the TNA 39 are mounted on the combustion chamber 37 using two hinged rods 49. In the upper part of the liquid-propellant rocket engine 13, a suspension assembly 50 of the combustion chamber 37 is mounted. It provides the swing of the combustion chamber 37 in one plane relative to the center of the suspension assembly 50 to control the thrust vector R, in order to control the missile at pitch and yaw angles.

Для этого каждый жидкостный ракетный двигатель 13 содержит привода 51, выполненные, например, в виде гидроцилиндров 52, прикрепленных к силовой раме 53 и имеющих штоки 54. На камере сгорания 37, на ее цилиндрической части 47, выполнены верхнее и нижнее силовые кольца 55 и 56, соответственно. К нижнему силовому кольцу 56 шарнирно прикреплены штоки 54 приводов 51. Приводы 51 служат для управления ракетой по углам тангажа и рыскания. К верхнему силовому кольцу 55 прикреплена промежуточная рама 57, к которой крепится узел подвески 50, обеспечивающий качание камеры сгорания 37 в двух плоскостях.For this, each liquid-propellant rocket engine 13 comprises actuators 51, made, for example, in the form of hydraulic cylinders 52, attached to the power frame 53 and having rods 54. On the combustion chamber 37, on its cylindrical part 47, upper and lower power rings 55 and 56 are made , respectively. The rods 54 of the actuators 51 are pivotally attached to the lower power ring 56. The actuators 51 serve to control the missile at pitch and yaw angles. An intermediate frame 57 is attached to the upper power ring 55, to which a suspension unit 50 is mounted, which ensures the swing of the combustion chamber 37 in two planes.

Возможная пневмогидравлическая схема ЖРД приведена на фиг.12 и 13 и содержит трубопровод горючего 58, подсоединенный одним концом к выходу из насоса горючего 43, содержащим пуско-отсечной клапан 59. Выход этого трубопровода соединен с главным коллектором 60 камеры сгорания 37. Выход из насоса окислителя 42 трубопроводом окислителя 61, содержащим пускоотсечной клапан окислителя 62 соединен с газогенератором 38. Также выход из дополнительного насоса горючего 44 трубопроводом горючего 63, содержащим пускоотсечной клапан горючего 64 и регулятор расхода 65 соединен с газогенератором 38. На газогенераторе 38 и на камере сгорания 37 установлены, по меньшей мере, по одному запальному устройству 66.A possible pneumohydraulic circuit of the liquid propellant rocket engine is shown in FIGS. 12 and 13 and contains a fuel pipe 58 connected at one end to the outlet of the fuel pump 43 containing a shut-off valve 59. The output of this pipeline is connected to the main manifold 60 of the combustion chamber 37. The output from the oxidizer pump 42 by the oxidizer pipe 61 containing the start-off valve of the oxidizer 62 is connected to the gas generator 38. Also, the output of the additional fuel pump 44 by the fuel pipe 63 containing the start-off valve of the fuel 64 and the flow regulator 65 is connected to a gas generator 38. At least one ignition device 66 is installed on the gas generator 38 and on the combustion chamber 37.

Двигатель оборудован блоком управления 67 (фиг.3), который электрическими связями 68 соединен с запальными устройствами 66 и с пускоотсечными клапанами 59, 62 и 64.The engine is equipped with a control unit 67 (Fig. 3), which is connected by electrical connections 68 to the ignition devices 66 and to the shutoff valves 59, 62 and 64.

Особенностью двигателя (фиг.1, 2, 3 и 4) является то, что ТНА 39 жестко прикреплен к камере сгорания 37 при помощи газовода 40 и не менее, чем двух шарнирных тяг 49, и камера сгорания 37 имеет возможность поворачиваться относительно центра узла подвески 50 в обеих плоскостях вместе с ТНА 39. Для того чтобы обеспечить эту возможность на входе, в насос окислителя 42 установлен сильфон 69, а на входе в насос горючего 43 - сильфон 70. Для питания горючим блоков сопел крена 30 предусмотрены трубопроводы отбора горючего 71 с сильфоном 72. Для питания сопел крена 30 кислым (газогенераторным газом) предусмотрен трубопровод отбора 73 с сильфоном 74. Все модули 1…6 содержат магистрали окислителя 75 и горючего 76. Магистраль окислителя 75 проходит через туннель 77 в баке горючего 16 (фиг.12) и теплоизолирована теплоизоляционным покрытием 78.A feature of the engine (FIGS. 1, 2, 3 and 4) is that the TNA 39 is rigidly attached to the combustion chamber 37 by means of a gas duct 40 and at least two articulated rods 49, and the combustion chamber 37 has the ability to rotate relative to the center of the suspension assembly 50 in both planes together with TNA 39. In order to provide this possibility, a bellows 69 is installed in the oxidizer pump 42, and a bellows 70 is installed at the inlet of the fuel pump 43. For the supply of fuel to the nozzle blocks of the roll 30, fuel extraction pipelines 71 s are provided bellows 72. For feeding nozzles of roll 30 sour m (gas-generating gas) a sampling line 73 with a bellows 74 is provided. All modules 1 ... 6 contain the oxidizer 75 and fuel 76 lines. The oxidizer 75 line passes through the tunnel 77 in the fuel tank 16 (Fig. 12) and is insulated with a heat-insulating coating 78.

На фиг.13 приведена конструкция жидкостного ракетного двигателя 13. Следует иметь в виду, что не все жидкостные ракетные двигатели 13 могут быть выполнены одинаковой конструкции, одинаковой схемы и размерности.On Fig shows the design of a liquid rocket engine 13. It should be borne in mind that not all liquid rocket engines 13 can be made of the same design, the same layout and dimension.

Узел подвески 50 камеры сгорания 37 ЖРД (фиг.14) содержит две части: неподвижную 79 и подвижную 80. Неподвижная часть 79 жестко соединена с силовой рамой 53 при помощи крепежа 81 и содержит сферическую часть 82 с внутренней сферической поверхностью. Подвижная часть 80 жестко соединена с промежуточной рамой 57 и содержит сферическую часть 83 с внешней сферической поверхностью. Для обеспечения сборки сферическая часть выполнена из двух деталей 84 и 85, соединенных крепежом 86. Для компенсации допусков и качественной сборки между деталями 84 и 85 установлена прокладка 87. За счет того что все детали, описанные выше, образуют сферическое шарнирное соединение, возможно качание двигателя 13 во всех плоскостях.The suspension assembly 50 of the combustion chamber 37 of the LRE (Fig. 14) contains two parts: the fixed 79 and the movable 80. The fixed part 79 is rigidly connected to the power frame 53 by means of a fastener 81 and contains a spherical part 82 with an internal spherical surface. The movable part 80 is rigidly connected to the intermediate frame 57 and comprises a spherical part 83 with an external spherical surface. To ensure assembly, the spherical part is made of two parts 84 and 85 connected by fasteners 86. To compensate for tolerances and high-quality assembly, gasket 87 is installed between parts 84 and 85. Due to the fact that all the parts described above form a spherical articulated joint, the motor can swing 13 in all planes.

Силовые рамы 53 закреплены на основных силовых кольцах 88 (фиг.12 и 13) ракеты, а блоки сопел крена - на нижних силовых кольца 89 ракеты.The power frames 53 are mounted on the main power rings 88 of the rocket (FIGS. 12 and 13), and the roll nozzle blocks are on the lower power rings 89 of the rocket.

Запуск ракеты и ее полет осуществляются следующим образом. В первую очередь запускаются жидкостные ракетные двигатели 13 центрального модуля первой ступени 1 и боковых модулей первой ступени 2. Жидкостный ракетный двигатель 13 (ЖРД) запускается следующим образом (фиг.1…14).The launch of a rocket and its flight are as follows. First of all, liquid rocket engines 13 of the central module of the first stage 1 and side modules of the first stage 2 are launched. The liquid rocket engine 13 (LRE) is started as follows (Figs. 1 ... 14).

В исходном положении все клапаны двигателя закрыты. При запуске ЖРД 13 на горючем с блока управления 67 по электрическим каналам связи 68 подается команда на ракетные клапаны окислителя и горючего (ракетные клапаны на фиг.1…14 не показаны). После заливки насосов окислителя 42, насоса горючего 43 и дополнительного насоса горючего 44 открывают пускоотсечные клапаны 59, 62 и 64 (фиг.12 и 13), установленные за насосом окислителя 42, после насоса горючего 43 и после дополнительного насоса горючего 44. Окислитель и горючее поступают в газогенератор 38, где воспламеняются при помощи запальника 66. Газогенераторный газ и горючее подается в камеру сгорания 37. Горючее охлаждает камеру сгорания 37, проходя через зазор, между оболочками ее сопла 48 и цилиндрической части 47, образующими регенеративный тракт охлаждения (фиг.12 и 13), выходит во внутреннюю полость камеры сгорания 37 для дожигания газогенераторного газа, идущего из газогенератора 38. Воспламенение этих компонентов осуществляется также запальным устройством 66, установленным на камере сгорания 37.In the initial position, all engine valves are closed. When starting the liquid propellant rocket engine 13 on fuel from the control unit 67, the command is sent to the oxidizer and fuel rocket valves through the electric communication channels 68 (rocket valves are not shown in FIGS. 1 ... 14). After filling in the oxidizer pumps 42, the fuel pump 43 and the additional fuel pump 44, the shut-off valves 59, 62 and 64 (Figs. 12 and 13) are installed, which are installed behind the oxidizer pump 42, after the fuel pump 43 and after the additional fuel pump 44. Oxidizer and fuel enter the gas generator 38, where they are ignited by the igniter 66. The gas generator gas and fuel are supplied to the combustion chamber 37. The fuel cools the combustion chamber 37 passing through the gap between the shells of its nozzle 48 and the cylindrical part 47 forming a regenerative cooling kt (12 and 13), leaves the chamber interior 37 for afterburning combustion gasification gas coming from the gasifier 38. The ignition of these components is also carried ignition device 66 mounted on the combustion chamber 37.

После запуска турбонасосного агрегата 39 (фиг.4) газогенераторный газ подается из газогенератора 39 в турбину 41, раскручивается ротор ТНА 39 (на фиг.1…14 ротор не показан), давление на выходах насосов 42, 43 и 44 возрастает. Далее по газоводу 40 и через узел подвески 50 газогенераторный газ подается в головку 46 камеры сгорания 37. Часть газогенераторного газа отбирается по трубопроводу отбора газа 73 (фиг.13) и далее через сильфон 74 поступает в блоки сопел крена 30. В блоки сопел крена 30 и поступает горючее по трубопроводу 71 через сильфон 72 и происходит его воспламенение при помощи электрозапальника (на фиг.1…14 электрозапальники не показаны).After starting the turbopump assembly 39 (Fig. 4), the gas-generating gas is supplied from the gas-generator 39 to the turbine 41, the TNA 39 rotor is untwisted (the rotor is not shown in Figs. 1 ... 14), the pressure at the pump outlets 42, 43 and 44 increases. Next, through the gas duct 40 and through the suspension assembly 50, the gas-generating gas is supplied to the head 46 of the combustion chamber 37. A part of the gas-generating gas is taken through the gas sampling pipe 73 (Fig. 13) and then through the bellows 74 it enters the nozzle blocks of the heel 30. To the blocks of the heel nozzles 30 and fuel enters through the pipeline 71 through the bellows 72 and it ignites with the help of an electric fuse (in Figs. 1 ... 14, electric fuses are not shown).

Для управления вектором тяги R при помощи привода 51 (фиг.13), воздействуя штоком 54 на нижнее силовое кольцо 56, поворачивают камеру сгорания 37 вместе с газогенератором 38 и ТНА 39 относительно точки центра узла подвески 50 на угол 7…11°. При этом направление вектора тяги R₁ отклоняется относительно первоначального положения R₀ продольной оси симметрии камеры сгорания 37 и относительно ракеты, на которой этот двигатель 13 установлен.To control the thrust vector R using the actuator 51 (Fig.13), acting on the rod 54 of the lower power ring 56, the combustion chamber 37 is rotated together with the gas generator 38 and TNA 39 relative to the center point of the suspension unit 50 by an angle of 7 ... 11 °. The direction of the thrust vector R ₁ deviates from the initial position R _{0 of the} longitudinal axis of symmetry of the combustion chamber 37 and relative to the rocket on which this engine 13 is mounted.

Для управления ракетой, на которой установлены жидкостные ракетные двигатели 13, по крену подают команду с блока управления 67 (фиг.12) на включение блоков сопел крена 30, точнее по одному соплу крена из каждой пары, и их реактивная тяга создает крутящий момент, который через нижнее силовое кольцо ракеты 89 передается сначала на сопло 43, потом - на силовую раму 49 и далее на основное силовое кольцо (фиг.14) и на корпус 10 бокового ракетного блока первой ступени 2 ракеты-носителя (то же самое касается боковых ракетных блоков второй и третьей ступеней 4 и 6). После разъединения узлов соединения 30 (фиг.8) боковые ракетные блоки первой ступени 2 отбрасываются. Далее полет выполняет только центральный ракетный блок первой ступени 1, при этом управление по крену осуществляют блоки сопел крена 31, установленные на его корпусе 7.To control a rocket on which liquid-propellant rocket engines 13 are installed, a command is sent from the control unit 67 (Fig. 12) to turn on the nozzle blocks of the roll 30, more precisely, one roll nozzle from each pair, and their jet thrust creates a torque that through the lower power ring of the rocket 89 is transmitted first to the nozzle 43, then to the power frame 49 and then to the main power ring (Fig. 14) and to the housing 10 of the side rocket block of the first stage 2 of the launch vehicle (the same applies to side rocket blocks second and third steps 4 and 6) . After disconnecting the connection nodes 30 (Fig. 8), the lateral rocket blocks of the first stage 2 are discarded. Further, the flight is performed only by the central missile block of the first stage 1, while the roll control is carried out by the roll nozzle blocks 31 installed on its body 7.

Следующим этапом отделяется центральный модуль первой ступени 1, для этого отсоединяется ферма 8. Потом запускаются двигатели 13 центрального модуля второй ступени 3 и боковых ракетных блоков второй ступени 4. Потом отбрасываются боковые ракетные блоки второй ступени 4 и полет продолжает центральный модуль второй ступени 3 с вышестоящей третьей ступенью 5 и головной частью 7 (Фиг.9). Потом отсоединяется ферма 9 и отстыковывается центральный модуль второй ступени 3, запускаются все двигатели 13 центрального модуля 5 и боковых модулей 6 и т.д. Перед отстыковкой боковых модулей 2, 4 и 6 излишки компонентов топлива, в данном примере - окислителя и горючего, переливаются по каналам перелива окислителя 33 и каналам перелива горючего 34 (фиг.1 и 12) в центральные модули 1, 3 и 5 для дальнейшего применения.The next stage separates the central module of the first stage 1, for this the farm is disconnected 8. Then the engines 13 of the central module of the second stage 3 and the side rocket blocks of the second stage 4 are started. Then the side rocket blocks of the second stage 4 are discarded and the central module of the second stage 3 continues with the higher flight the third stage 5 and the head part 7 (Fig.9). Then the farm 9 is disconnected and the central module of the second stage 3 is undocked, all the engines 13 of the central module 5 and side modules 6, etc. are started. Before undocking the side modules 2, 4 and 6, the excess fuel components, in this example, the oxidizer and fuel, are poured over the oxidizer overflow channels 33 and the fuel overflow channels 34 (Figs. 1 and 12) into the central modules 1, 3 and 5 for further use .

При аварийной ситуации на одном из боковых модулей 2, 4 или 6 с блока управления 67 подается команда на средство отстыковки 32, и боковой модуль 2 (или 4 или 6) отстыковывается и отбрасывается на безопасное расстояние.In an emergency on one of the side modules 2, 4 or 6 from the control unit 67, a command is issued to the undocking tool 32, and the side module 2 (or 4 or 6) is undocked and discarded to a safe distance.

Применение изобретения позволило:The application of the invention allowed:

1. Повысить безопасность полета за счет возможности отстыковки и отделения неисправных боковых модулей и за счет того, что боковые модули значительно отдалены от центральных модулей, и аварии на них не повлияют на работоспособность центральных модулях.1. To increase flight safety due to the possibility of undocking and separation of faulty side modules and due to the fact that the side modules are significantly remote from the central modules, and accidents will not affect the performance of the central modules.

2. Обеспечить надежное управление вектором тяги ЖРД и управление ракетой по углам тангажа, рыскания и крена за счет применения качающихся жидкостных ракетных двигателей и не менее двух блоков сопел крена, содержащих по два оппозитно установленных сопла крена и рационального крепления их корпусов на ракете на нижних силовых кольцах.2. To ensure reliable thrust vector control of the rocket engine and rocket control in pitch, yaw and roll angles due to the use of swinging liquid rocket engines and at least two blocks of roll nozzles containing two opposed roll nozzles and rational mounting of their bodies on the rocket on the lower power rings.

3. Значительно повысить надежность работы системы управления ракетой по крену за счет применения не менее двух блоков сопел крена. Такая конструкция предотвращает невыполнение управления ракетой по крену, например, вследствие отказа пускоотсечного клапана горючего.3. Significantly improve the reliability of the rocket control system roll by using at least two blocks of roll nozzles. This design prevents rocket roll control failure, for example, due to a failure of the fuel shutoff valve.

4. Облегчить сборку и доводку составных частей ракеты за счет применения ее модульной схемы.4. Facilitate the assembly and refinement of rocket components through the use of its modular scheme.

5. Провести унификацию составных частей ракеты, за счет ее модульности.5. To unify the components of the rocket, due to its modularity.

6. Обеспечить быстрое проектирование и сборку ракет различного назначения, энерговооруженности и конструкции за счет изменения числа боковых модулей.6. To ensure the rapid design and assembly of missiles for various purposes, power supply and design by changing the number of side modules.

Источники информацииInformation sources

1. С.П.Уманский "Ракеты-носители. Космодромы", Москва: издательство "Рестарт+", 2001 г.1. S.P. Umansky "Launch vehicles. Cosmodromes", Moscow: publishing house "Restart +", 2001

2. "Космонавтика", энциклопедия, 1985 г., Москва, издательство "СЭ", - "ОТРАГ".2. "Cosmonautics", encyclopedia, 1985, Moscow, publishing house "SE", - "OTRAG".

3. Журнал "Новости Космонавтики" №3,1999 г., с.48.3. The journal "News of Cosmonautics" No. 3.1999, p. 48.

4. Патент США №5143328 от 01.09.1992, B64G 1/00, B64G 1/40.4. U.S. Patent No. 5,143,328 of September 1, 1992, B64G 1/00, B64G 1/40.

Claims

1. A rocket for interplanetary flights, comprising a central module of the first stage with side modules of the first stage and a central module of the second stage with side modules of the second stage, the side modules are connected to central connecting rods with the possibility of undocking, while all modules have a housing, oxidizer tanks and fuel inside the buildings and at least one liquid rocket engine in each module, and a system for transferring one of the fuel components from the side modules to the central one, characterized by m that it comprises units roll nozzle comprising two oppositely mounted roll nozzle blocks bank of nozzles mounted on the outside remote from the launch vehicle axle housings surface side modules all stages.

2. The rocket according to claim 1, characterized in that an even number of side modules of the first stage are used, and the nozzle blocks of the roll of the first stage are mounted on two diametrically opposite side modules of the first stage.

3. The rocket according to claim 1, characterized in that an odd number of side modules of the first stage are used, and the nozzle blocks of the roll of the first stage are installed on all side modules of the first stage.

4. A missile according to any one of claims 1 to 3, characterized in that the number of side modules of the second stage corresponds to the number of side modules of the first stage.

5. A missile according to any one of claims 1 to 3, characterized in that it comprises a third stage, wherein the number of side modules of the third stage corresponds to the number of side modules of the first stage.

6. The rocket according to any one of claims 1 to 3, characterized in that the side modules of all stages are installed in the same longitudinal planes passing through the longitudinal axis of the rocket.