RU2111903C1

RU2111903C1 - Launch vehicle

Info

Publication number: RU2111903C1
Application number: RU96114349A
Authority: RU
Inventors: А.К. Недайвода; А.П. Пеструхин; В.Н. Каменщиков
Original assignee: Государственный космический научно-производственный центр им.М.В.Хруничева
Priority date: 1996-07-10
Filing date: 1996-07-10
Publication date: 1998-05-27

Abstract

FIELD: rocketry and space engineering; load-bearing members for stages of launch vehicles, space vehicles and nose fairings. SUBSTANCE: according to invention, higher stage of vehicle is mounted inside dry spacer of lower stage and tightly connected with it over its upper end; doors of nose fairing are articulated over upper end of dry spacer. Guide rails for lugs of higher stage are located on inner surfaces of dry spacer. After opening of nose fairing doors and escape from dry spacer of upper stage together with space vehicle, lower stage connected with nose fairing performs fall in one field, thus reducing area of territories of fall of used members of launch vehicles. EFFECT: enhanced efficiency. 2 dwg

Description

Изобретение относится к области ракетной техники, а более конкретно к конструкции силовой схемы соединения ступеней КА (космических аппаратов) и створок головных обтекателей, обеспечивающего падение всех отделяемых от ракеты-носителя конструктивных элементов на этапе ее выведения в одно отчуждаемое поле падения. The invention relates to the field of rocket technology, and more particularly to the design of a power circuit for connecting the spacecraft stages (spacecraft) and the head fairing flaps, which ensures the fall of all structural elements detached from the launch vehicle at the stage of its removal into one alienated drop field.

Известно техническое решение, где в ракете-носителе ступени соединены тандемно [1] . Причем баки, обычно в осевом направлении, разгружаются внутренним давлением, а обечайки сухих негерметичных проставок, не имея осевой разгрузки, рассчитываются только по критическим допустимым напряжениям, что увеличивает их конструктивный вес. При такой тандемной схеме каждая ступень и створки головного обтекателя после отделения падают в разные поля падения, что увеличивает их количество. A technical solution is known where steps in a carrier rocket are connected in tandem [1]. Moreover, the tanks, usually in the axial direction, are unloaded by internal pressure, and the shells of dry leaky spacers, without axial unloading, are calculated only by critical permissible stresses, which increases their structural weight. With such a tandem scheme, each step and flaps of the head fairing after separation fall into different fields of incidence, which increases their number.

Наиболее близким из известных технических решений является, выбранная в качестве прототипа ракета-носитель, содержащая тандемно расположенные ступени с направляющими рельсами и бугелями, соединенные между собой сухими проставками по верхним торцам каждой вышестоящей ступени, и защищающий КА головной обтекатель со створками [2]. При такой силовой схеме корпус подвесного бака воспринимает только давление внутреннего поддува и инерционную нагрузку со стороны топлива, а наружный корпус сухой проставки воспринимает внешние аэродинамические нагрузки и сжимающие нагрузки от силы тяги двигателей нижестоящей ступение. The closest of the known technical solutions is a launch vehicle selected as a prototype, containing tandem stages with guide rails and yokes connected by dry spacers at the upper ends of each higher stage, and the head fairing protecting the spacecraft with wings [2]. With such a power scheme, the body of the outboard tank accepts only the pressure of the internal blowing and inertial load from the fuel side, and the outer casing of the dry spacer accepts external aerodynamic loads and compressive loads from the engine traction force of a lower stage.

Задачей изобретения является снижение конструктивного веса при тандемном соединении ступеней ракеты-носителя, неразъемным шарнирным соединением створок головного обтекателя с сухой проставкой нижестоящей ступени для одновременного отделения их и падения в одно отчуждаемое для этого поле падения после ее отделения от вышестоящей ступени. The objective of the invention is to reduce the structural weight in a tandem connection of the stages of the launch vehicle, one-piece articulation of the shutters of the head fairing with a dry spacer of a lower stage to simultaneously separate them and fall into one alienated drop field after it is separated from the higher stage.

Указанная цель достигается тем, что в ракете-носителе, содержащей тандемно расположенные ступени с направляющими рельсами и бугелями, соединенными между собой сухими проставками по верхним торцам каждой вышестоящей ступени, космический аппарат и головной обтекатель со створками, вышестоящая ступень коаксиально с зазором по всей длине установлена в сухой проставке нижестоящей ступени и герметично соединена с ней по своему верхнему торцу силовой связью, створки головного обтекателя шарнирно закреплены по верхнему торцу упомянутой сухой проставки нижестоящей ступени, а направляющие рельсы для бугелей вышестоящей ступени расположены на внутренней поверхности сухой проставки. This goal is achieved by the fact that in the launch vehicle containing tandem stages with guide rails and yokes connected by dry spacers at the upper ends of each higher stage, the spacecraft and the head fairing with wings, the higher stage is coaxial with a gap along the entire length in a dry spacer of a lower stage and hermetically connected to it at its upper end by a power connection, the cusp of the head fairing are pivotally fixed to the upper end of the said dry th stage downstream spacers, and guide rails for a higher degree yoke disposed on the inner surface of a dry spacer.

На фиг. 1 изображена конструктивная силовая схема тандемного соединения ступеней ракеты-носителя, КА и створок головного обтекателя, на фиг. 2 -траектория движения ступеней PH при их запуске. In FIG. 1 shows a structural power circuit of the tandem connection of the stages of the launch vehicle, spacecraft and flaps of the head fairing, FIG. 2 - trajectory of the PH steps at their start.

Ракета-носитель содержит тандемно расположенные ступени с направляющими рельсами 1 и бугелями 2, соединенные между собой сухими проставками 3 и 4 по верхнему торцу вышестоящей ступени 5, причем КА 6 установлен под головным обтекателем 7 со створками 8, где вышестоящая ступень коаксиально с зазором по всей длине установлена в сухой проставке 3 нижестоящей ступени 9 и герметично соединена с ней по своему верхнему торцу 10 силовой связью 11, створки 8 головного обтекателя 7 шарнирно закреплены по верхнему торцу 10 упомянутой сухой проставки 3 нижестоящей ступени 9, а направляющие рельсы 1 для бугелей 2 вышестоящей ступени 5 расположены на внутренней поверхности сухой проставки 3. Разделение вышестоящей ступени 5 по стыку ее силовой связи 11 с сухой проставкой 3 производится по плоскости 12. The launch vehicle contains tandem steps with guide rails 1 and yokes 2, interconnected by dry spacers 3 and 4 at the upper end of the higher stage 5, with KA 6 installed under the head fairing 7 with wings 8, where the higher stage is coaxial with a gap throughout the length is installed in the dry spacer 3 of the lower stage 9 and hermetically connected to it at its upper end 10 by a power connection 11, the flaps 8 of the head fairing 7 are pivotally fixed to the upper end 10 of the mentioned dry spacer 3 below box 9, and the guide rails 1 for the yokes 2 of the higher stage 5 are located on the inner surface of the dry spacer 3. Separation of the higher stage 5 at the junction of its power connection 11 with the dry spacer 3 is made on the plane 12.

После установки ракеты-носителя на стартовое сооружение 13 и заправки ее ступеней топливом производят поддув герметичной полости 14 давлением, меньшим минимально допустимого давления для баков "погруженных" в эту полость ступени. Поданное в полость 14 давление, в полете, по мере увеличения перегрузки, уравновешивает частично давление в баках и давление от столба топлива, и одновременно, воздействуя на всю площадь поперечного сечения сухой проставки 3, создает растягивающую силу, которая противодействует сжимающей нагрузке от тяги двигателя нижестоящей ступени 9, что способствует снижению конструктивного веса как баков вышестоящей ступени 5, так и сухой проставки 3. After installing the launch vehicle on the launch pad 13 and refueling its stages with fuel, the pressurized cavity 14 is blown with a pressure lower than the minimum allowable pressure for the tanks "immersed" in this cavity of the stage. The pressure applied to the cavity 14 in flight, as the overload increases, partially balances the pressure in the tanks and the pressure from the fuel column, and at the same time, acting on the entire cross-sectional area of the dry spacer 3, it creates a tensile force that counteracts the compressive load from the downstream engine thrust stage 9, which helps to reduce the structural weight of both tanks of the higher stage 5, and dry spacers 3.

После старта нижестоящая ступень 9 движется на активном этапе 15 по траектории 16. В конце активного этапа, после выключения двигателей, производится раскрытие створок головного обтекателя 7 в позиции 17. После чего открываются замки силовой связи 11 и под действием силы давления в полости 14 вышестоящая ступень 5 выталкивается на бугелях 2 по направляющим рельсам 1 из внутренней полости сухой проставки 3. В позиции 18 производится запуск двигателя вышестоящей ступени 5, которая по траектории 19 выводится до расчетной орбиты. After the start, the lower stage 9 moves along the trajectory 16 at the active stage 15. At the end of the active stage, after the engines are turned off, the flaps of the head fairing 7 are opened at position 17. After that, the locks of the power connection 11 are opened and, under the action of the pressure force in the cavity 14, the higher stage 5 is pushed out on the yokes 2 along the guide rails 1 from the internal cavity of the dry spacer 3. At position 18, the engine of the higher stage 5 is started, which along the trajectory 19 is displayed to the calculated orbit.

Отработавшая нижестоящая ступень 9 после отделения продолжает полет по баллистической траектории 20 в безвоздушном пространстве, в невесомости (поз. 21 и 22), во время которого производится закрытие створок 8. По мере вхождения в плотные слои атмосферы нижестоящая ступень 9 за счет своей нижней центровки стабилизируется двигательным отсеком вниз (поз. 23) и падает в точке 24 совместно со створками головного обтекателя 7. After separation, the spent lower stage 9 continues to fly along the ballistic trajectory 20 in airless space, in zero gravity (keys 21 and 22), during which the valves 8 are closed. As they enter the dense atmosphere, the lower stage 9 stabilizes due to its lower centering the engine compartment down (pos. 23) and falls at the point 24 together with the leaves of the head fairing 7.

Разделение нижестоящей 9 и вышестоящей 5 ступеней за счет расталкивающей силы давления в полости 14 позволяет получить дополнительный прирост скорости для вышестоящей ступени за счет их взаимного расталкивания пропорционально их массам. The separation of the lower 9 and higher 5 stages due to the repulsive pressure force in the cavity 14 allows you to get an additional speed increase for the higher stage due to their mutual repulsion in proportion to their masses.

Взаимное соединение всех отделяемых от ракеты-носителя элементов в одно целое и возможность падения их вместе в одно поле падения позволяют резко уменьшить потребное количество выделяемых полей падения (особенно при запусках с разными наклонениями орбиты), а также значительно снизить стоимость годовой арендной платы за эти отчуждаемые земли и, в итоге, очень весомо снизить стоимость выведения полезной нагрузки. Mutual connection of all elements detached from the launch vehicle and the possibility of dropping them together into one falling field can dramatically reduce the required number of allocated fall fields (especially for launches with different orbital inclinations), as well as significantly reduce the cost of the annual rent for these alienated land and, as a result, it is very significant to reduce the cost of removing the payload.

Благодаря такому выполнению ракеты-носителя снижается также конструктивный вес вышестоящей ступени. Thanks to this embodiment of the launch vehicle, the structural weight of the higher stage is also reduced.

Claims

A booster rocket containing tandem steps with guide rails and yokes connected by dry spacers on the upper ends of each higher stage, as well as a head fairing with wings, characterized in that the higher stage is coaxially installed with a gap along the entire length in dry a spacer of a lower stage and hermetically connected at its upper end by a power connection, the flaps of the head fairing are pivotally fixed to the upper end of the dry spacer of a lower stage, and the rails for the higher-level yokes are located on the inner surface of the dry spacer.