RU2744736C1

RU2744736C1 - Многоразовая первая ступень ракеты-носителя

Info

Publication number: RU2744736C1
Application number: RU2020114907A
Authority: RU
Inventors: Андрей Владимирович Иванов
Original assignee: Андрей Владимирович Иванов
Priority date: 2020-04-27
Filing date: 2020-04-27
Publication date: 2021-03-15

Abstract

Изобретение относится к области ракетно-космической техники, а более конкретно к первой ступени ракеты-носителя. Многоразовая первая ступень ракеты-носителя (РН) содержит носовой отсек с обтекателем, топливный отсек и хвостовой отсек, содержащий комбинированную силовую установку (КСУ). КСУ состоит из прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД) и жидкостного ракетного двигателя (ЖРД). ПВРД имеет укороченное центральное тело штыревого сопла. Во внутренней полости кольцевой камеры сгорания расположены коллектор горючего, стабилизатор пламени и теплообменник. ЖРД расположен во внутренней полости укороченного центрального тела штыревого сопла. К наружному корпусу ПВРД присоединена несущая аэродинамическая поверхность, представляющая собой неподвижное стреловидное крыло, на законцовках и консольных частях которого размещены управляющие аэродинамические поверхности. Достигается улучшение массово-габаритных характеристик. 1 з.п. ф-лы, 8 ил.

Description

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для создания многоразовой первой ступени ракеты-носителя (РН).

Известна многоразовая возвращаемая ступень РН, содержащая установленное на корпусе прямое поворотное крыло с возможностью фиксации его в положении вдоль оси ступени на этапе выведения и в повернутом на 90° на этапе возвратного полета, топливную системы с топливом, обеспечивающую работу двигателей возврата (патент РФ №2553402, МПК: B64G 1/14).

Основными недостатками известной многоразовой возвращаемой ступени РН является значительная масса и сложность конструкции.

Задачей предлагаемого изобретения является устранение указанных недостатков и улучшение массово-габаритных характеристик многоразовой первой ступени РН за счет использования в качестве окислителя кислорода воздуха на начальном участке полета.

Решение указанной задачи достигается тем, что предложенная многоразовая первая ступень РН содержит носовой отсек с обтекателем, топливный отсек и хвостовой отсек, содержащий комбинированную силовую установку (КСУ) состоящую из прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД), включающего в себя внутренний и наружный корпуса, установленные коаксиально и соединенные между собой с помощью пилонов, кольцевой воздухозаборник, установленный в его входной части, кольцевую камеру сгорания, образованную наружным и внутренним корпусом, в выходной части которой установлено укороченное центральное тело штыревого сопла, при этом во внутренней полости кольцевой камеры сгорания расположены коллектор горючего, стабилизатор пламени и теплообменник, подача горючего в кольцевую камеру сгорания осуществляется с помощью турбонасосного агрегата (ТНА), состоящего из насоса и турбины, которая приводится во вращение горючим, газифицированным в теплообменнике, жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) расположенного во внутренней полости укороченного центрального тела штыревого сопла, причем к наружному корпусу ПВРД присоединена несущая аэродинамическая поверхность представляющая собой неподвижное стреловидное крыло на законцовках и консольных частях которого размещены управляющие аэродинамические поверхности.

В варианте исполнения неохлаждаемые стенки кольцевой камеры сгорания и укороченное центральное тело штыревого сопла выполнены из углерод-углеродного композитного материала (УУКМ).

В варианте исполнения турбины ТНА приводится во вращение продуктами разложения горючего, поступающими из однокомпонентного газогенератора.

Предлагаемая конструкция многоразовой первой ступени РН, за счет своих отличительных признаков, обеспечивает решение поставленной технической задачи – улучшение массово-габаритных характеристик многоразовой первой ступени РН.

Сущность изобретения иллюстрируется чертежами, где на фиг.1 показан продольный разрез многоразовой первой ступени РН, на фиг.2 – вид справа на многоразовую первую ступень ракеты-носителя, на фиг.3 – вид слева на многоразовую первую ступень РН, на фиг.4 – вид сверху на многоразовую первую ступень РН, на фиг.5 – общий вид многоразовой первой ступени РН в аксонометрии, на фиг.6 – общий вид многоразовой первой ступени РН в аксонометрии с разрезом, на фиг.7 – принципиальная схема КСУ, на фиг.8 – принципиальная схема КСУ многоразовой первой ступени РН в варианте исполнения.

Многоразовая первая ступень РН содержит носовой отсек 1 с обтекателем 2, топливный отсек 3 состоящий из бака окислителя 4 и бака горючего 5, и хвостового отсека 6, содержащего КСУ 7.

КСУ 7 состоит из ПВРД 8 и ЖРД 9.

ПВРД 8 включает в себя кольцевую камеру сгорания 10, образованную внутренним корпусом 11 и наружным корпусом 12, установленными коаксиально и соединенными между собой с помощью пилонов 13, 14. При этом во входной части ПВРД 8 установлен кольцевой воздухозаборник 15. Во внутренней полости кольцевой камеры сгорания 10 расположены коллектор горючего 16, стабилизатор пламени 17 и теплообменник 18, а в её выходной части укороченное центральное тело 19 штыревого сопла.

Подача горючего в кольцевую камеру сгорания 10 осуществляется с помощью ТНА 20 состоящего из насоса 21 и турбины 22, приводимую в действие горючим, газифицированным в теплообменнике 18.

ЖРД 9 расположен во внутренней полости укороченного центрального тела 19 штыревого сопла.

К наружному корпусу 12 ПВРД 8 присоединена несущая аэродинамическая поверхность 23, представляющая собой неподвижное стреловидное крыло на законцовках и консольных частях которого размещены управляющие аэродинамические поверхности 24 и 25.

В варианте изобретения неохлаждаемые стенки кольцевой камеры сгорания 10 и укороченное центральное тело 19 штыревого сопла выполнены из УУКМ.

В варианте исполнения турбина 22 ТНА 20 приводится во вращение продуктами разложения горючего, поступающими из однокомпонентного газогенератора 26.

Предложенная многоразовая первая ступень РН работает следующим образом.

Компоненты топлива из бака окислителя 4 и бака горючего 5 поступают в ЖРД 9, и производится его запуск. После запуска ЖРД 9 РН ложится на заданный курс.

После выхода РН на горизонтальный атмосферный участок траектории полета и достижения заданной скорости подается команда на запуск ПВРД 8 и горючее из бака горючего 5 начинает поступать в насос 21 ТНА 20 и далее в теплообменник 18, где оно газифицируется. Газообразное горючее из теплообменника 18 подается на турбину 22 ТНА 20 и далее через коллектор горючего 16 в кольцевую камеру сгорания 10, где оно смешивается с воздухом, поступающим через кольцевой воздухозаборник 15, и сгорает. Образующиеся высокотемпературные продукты сгорания поступают через укороченное центральное тело 19 штыревого сопла в атмосферу, создавая тягу. После выхода ПВРД 8 на номинальный режим работы происходит выключение ЖРД 9.

При достижении заданной высоты и скорости полета производится выключение ПВРД 8 и РН совершает динамический маневр типа «горка». После этого производится повторный запуск ЖРД 9. На заданной высоте производится выключение ЖРД 9 и многоразовая первая ступень отделяется от РН. Далее РН совершает посадку на взлетно-посадочную полосу аэродрома.

Использование предложенного технического решения позволит повысить конструктивное совершенство и улучшить массово-габаритные характеристики многоразовой первой ступени РН.

Claims

1. Многоразовая первая ступень ракеты-носителя (РН), содержащая носовой отсек с обтекателем, топливный отсек и хвостовой отсек, содержащий комбинированную силовую установку (КСУ), состоящую из прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД), включающего в себя внутренний и наружный корпуса, установленные коаксиально и соединенные между собой с помощью пилонов, кольцевой воздухозаборник, установленный в его входной части, кольцевую камеру сгорания, образованную наружным и внутренним корпусом, в выходной части которой установлено укороченное центральное тело штыревого сопла, при этом во внутренней полости кольцевой камеры сгорания расположены коллектор горючего, стабилизатор пламени и теплообменник, подача горючего в кольцевую камеру сгорания осуществляется с помощью турбонасосного агрегата (ТНА), состоящего из насоса и турбины, которая приводится во вращение горючим, газифицированным в теплообменнике, или продуктами разложения горючего, поступающими из однокомпонентного газогенератора, жидкостного ракетного двигателя (ЖРД), расположенного во внутренней полости укороченного центрального тела штыревого сопла, причем к наружному корпусу ПВРД присоединена несущая аэродинамическая поверхность, представляющая собой неподвижное стреловидное крыло, на законцовках и консольных частях которого размещены управляющие аэродинамические поверхности.

2. Многоразовая первая ступень ракеты-носителя по п.1, отличающаяся тем, что неохлаждаемые стенки кольцевой камеры сгорания и укороченное центральное тело штыревого сопла выполнены из углерод-углеродного композитного материала (УУКМ).