Способ старта ракеты-носителя с многосопловой двигательной установкой и ракетный комплекс для его осуществления (варианты)

Способ старта ракеты-носителя с многосопловой двигательной установкой и ракетный комплекс для его осуществления (варианты)

Реферат

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к стартовым сооружениям ракет-носителей. Согласно изобретению при старте ракеты-носителя пропускают газы от ее двигательной установки (ДУ) через проем и отводят их при помощи многоскатных лотков. При этом боковые стенки проема устанавливают вне границ сверхзвукового участка струй ДУ, а области течения в местах встречи с поверхностью лотков отдельных струй ДУ изолируют друг от друга. В одном варианте стартового сооружения используется двускатный лоток с разделительным ребром в плоскости симметрии периферийных групп сопел ДУ. Причем в точке пересечения оси симметрии центральной группы сопел с указанным ребром выполнено отверстие для слива центральной струи ДУ. В другом варианте в скате лотка, расположенного под центральной группой сопел ДУ, выполнен желоб. Причем образующие поверхностей лотка и желоба расположены в плоскости симметрии ракеты-носителя. Изобретение направлено на снижение акустических нагрузок и стоимости ракетного комплекса, на увеличение массы выводимого полезного груза. 3 с.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и предназначено для использования при старте ракет-носителей с многосопловыми двигательными установками.

Известен способ старта ракет-носителей Зенит 3SL и Ариан L140, в котором ракету-носитель устанавливают на стартовое сооружение с проемом, через который пропускают газы, являющиеся продуктами сгорания ракетного топлива, и отводят их при помощи двускатного лотка таким образом, чтобы они стекали симметрично, но в разные стороны от верхнего разделительного ребра лотка (см. [1, 2]).

Прототипом предлагаемого способа является способ старта ракеты-носителя Ариан (см. [1], стр. 729 Fig.4; стр. 736 Fig.9).

Известны ракетные комплексы носителей Зенит 3SL и Ариан L140 (см. [1, 2] ), включающие в себя носитель, установленный на стартовом сооружении, снабженном проемом, под которым смонтирован двускатный лоток. Прототип - см. [1] стр. 729 Fig.4; стр. 736 Fig.9.

Недостатком известных способов старта и ракетных комплексов является то, что при отходе ракет-носителей от стартового сооружения наблюдается повышенное акустическое излучение, обусловленное взаимодействием высокотемпературных сверхзвуковых струй двигательной установки ракеты-носителя с поверхностью элементов стартового сооружения. Это повышенное (по сравнению с полетом ракеты-носителя вдали от поверхности стартового сооружения) акустическое излучение приводит к увеличению уровней акустического нагружения ракеты-носителя, выводимой на орбиту, и увеличению площади зоны безопасности в окрестности стартового сооружения.

Основной задачей заявленного изобретения является снижение максимальных уровней акустического нагружения ракеты-носителя, увеличение массы выводимого полезного груза, уменьшение стоимости ракетного комплекса.

При этом могут быть получены следующие виды технического результата.

- Увеличивается масса полезного груза, выводимого на орбиту, за счет снижения массы защитного обтекателя.

- Снижаются требования к акустической стойкости полезного груза, что ведет к уменьшению стоимости его отработки.

- Уменьшаются размеры газоотводного лотка и стартового сооружения, что ведет к снижению стоимости строительно-монтажных работ и эксплуатации стартового сооружения.

- Уменьшаются тепловые и силовые нагрузки на стартовое сооружение и ракету-носитель.

- Уменьшается зона повышенного акустического шума.

- Уменьшается зона воздействия повышенных тепловых и силовых газодинамических нагрузок и высвобождается площадь для строительства сооружений стартового комплекса.

Поставленная задача достигается тем, что в известном способе старта ракеты-носителя с многосопловой двигательной установкой, заключающемся в том, что старт осуществляют со стартового сооружения с проемом, через который пропускают газы, являющиеся продуктами сгорания ракетного топлива, и отводят их при помощи многоскатных лотков, боковые стенки проема устанавливают за пределами поверхности, которая является границей сверхзвукового участка струй двигательной установки, а области течения в местах встречи с поверхностью лотков отдельных газодинамически взаимодействующих струй двигательной установки изолируют друг от друга.

Задача достигается также тем, что в известном ракетном комплексе, представляющем собой стартовое сооружение, снабженное проемом, под которым установлен двускатный лоток, и установленную над проемом стартового сооружения ракету-носитель с многосопловой двигательной установкой, разделительное ребро лотка установлено в плоскости симметрии двигательной установки, проходящей между периферийными группами сопел, а в точке пересечения оси центральной группы сопел с разделительным ребром лотка имеется отверстие для слива центральной струи двигательной установки, под которым установлен дополнительный лоток.

Задача достигается также и тем, что в известном ракетном комплексе, представляющем собой стартовое сооружение, снабженное проемом, под которым установлен лоток, и установленную над проемом стартового сооружения ракету-носитель с многосопловой двигательной установкой, в скате лотка сделан желоб, расположенный под центральной группой сопел двигательной установки ракеты-носителя, а образующая лотка и образующая желоба расположены в плоскости симметрии ракеты-носителя, проходящей между периферийными группами сопел.

На фиг.1, 2, 3 представлены варианты выполнения ракетного комплекса.

Возможность осуществления заявленного способа будет продемонстрирована на примере перспективной ракеты-носителя "Ямал" (см. [2] стр.47).

Ракета-носитель "Ямал" спроектирована по схеме "пакет", на стартовом участке работают многосопловые двигатели 4-х боковых блоков I ступени и односопловой двигатель центрального блока II ступени.

При исследовании газодинамических и акустических характеристик старта ракеты-носителя "Ямал" на масштабных модельных установках с имитацией работы двигательных установок и воспроизведением в масштабе обводов ракеты-носителя и стартового сооружения было установлено, что продукты сгорания истекают в виде отдельных сверхзвуковых струй боковых и центрального блоков. При этом имело место газодинамическое взаимодействие растекающихся в месте соударения со стартовым лотком указанных струй.

Газодинамическое взаимодействие этих струй выражалось в том, что струи боковых блоков "выталкивались" струей центрального блока во всех направлениях и высокотемпературные газы начинали течь не только вниз по лотку, но и по внутренним поверхностям стартового сооружения, задевая кормовую часть носителя.

При этом акустическое нагружение, в частности головного обтекателя, значительно (на 7 дБ) превышало суммарное акустическое нагружение головного обтекателя от струй боковых блоков и струи центрального блока как независимых акустических источников.

Чтобы снизить акустическое нагружение в известных технических решениях уменьшают площадь проема в стартовом сооружении, а высокотемпературные газы отводят по лоткам внутри длинных газоводов, с тем, чтобы заэкранировать акустический шум от лотка. Таким образом, на самом начальном участке уровень акустического шума можно снизить до уровня на участке полета вдали от поверхности Земли.

Однако по мере отхода носителя от стартового сооружения сверхзвуковые струи за счет естественного расширения в результате подмешивания окружающего воздуха начинают соударяться с краями уменьшенного проема стартовой платформы, и уровень акустического нагружения головного обтекателя начинает вырастать до уровня, превышающего уровень на участке взаимодействия струй только с газоотводным лотком (лотками).

Поэтому в заявленном способе боковые стенки стартового проема устанавливают за пределами поверхности, которая является границей сверхзвукового участка струй двигательной установки.

Это можно осуществить увеличением площади проема или сведением сверхзвуковых струй к оси ракеты-носителя при помощи системы управления или комбинацией этих способов.

Далее в заявленном способе изолируют друг от друга области течения в местах встречи с поверхностью лотков отдельных акустически взаимодействующих струй двигательной установки. Это можно сделать при помощи заявленных ракетных комплексов, представленных на фиг.1, 2 (вариант 1), 3 (вариант 2).

На фиг. 1, 2, 3 представлены варианты выполнения ракетного комплекса. Здесь: 1 - ракета-носитель с многосопловой двигательной установкой; 2 - стартовое сооружение; 3 - проем стартового сооружения; 4 - двухскатный лоток; 5 - дополнительный лоток для отвода струи центрального блока; 6 - ребро разделительное двухскатного лотка с отверстием 7 - лоток для отвода струй боковых блоков; 8 - желоб для отвода струй центрального сопла.

В варианте 1 ракета-носитель (1) устанавливается в проеме или над проемом (3) стартового сооружения (2). Боковые стенки проема располагают вне границ струй двигательной установки ракеты-носителя, тем самым исключают набегание струй на кромку проема. Двухскатный лоток (4) устанавливается под проемом (3) стартового сооружения (2), при этом разделительное ребро двухскатного лотка (6) располагают в диаметральной плоскости проема (3). Лоток для отвода струи центрального блока установлен под отверстием с центром, совпадающим с проекцией оси струи центрального блока на разделительное ребро (6) лотка (4).

Устройство (вариант 1) работает следующим образом. После запуска двигательной установки ракеты-носителя струя центральной группы сопел (центрального блока) через отверстие в двухскатном лотке (4) попадает на дополнительный лоток для отвода струи центрального блока (5). В то же время струи периферийных групп сопел (боковых блоков) истекают по скатам лотка (4) в противоположные стороны. Так как места соударения струй боковых блоков и струи центрального блока с поверхностью лотков оказываются изолированными друг от друга стенками лотков, то исключается газодинамическое и акустическое взаимодействие струй. Кроме того, частично экранируется шум от растекающейся струи центрального блока. Акустическое воздействие на головной обтекатель значительно уменьшается, а растекание струй идет практически вдоль лотков, не затрагивая другие поверхности стартового сооружения.

В варианте 2 лоток для отвода струй боковых блоков (7) и желоб для отвода струй центрального сопла (8) устанавливаются под проемом (3) стартовой платформы (2). Образующая лотка (7) и образующая желоба (8) располагаются в плоскости симметрии ракеты-носителя, которая не пересекает боковые блоки. В этом случае области течения по лотку струй центрального сопла и боковых блоков оказываются газодинамически изолированными друг от друга.

Как показывают экспериментальные данные, при этом происходит снижение акустического нагружения на головной обтекатель ракеты-носителя и уменьшение воздействия струй на внутренние поверхности стартового сооружения. Однако, в отличие от первого варианта, сброс высокотемпературных газов осуществляется только в одну сторону.

Оба заявленных варианта обеспечивают достижение заявленного технического результата, а именно: - Ликвидируется основной источник возникновения акустического шума - взаимодействие струй в месте натекания на преграду. Это приводит к снижению акустического нагружения на головной обтекатель, что позволяет снизить его массу или увеличить массу выводимого полезного груза.

- Снижаются требования к акустической стойкости выводимого груза, а значит, уменьшаются затраты на обеспечение виброакустической стойкости полезного груза.

- Одновременно снижается максимальный уровень акустического шума вблизи стартового сооружения и тем самым улучшается экологическая обстановка, уменьшается зона повышенного акустического шума.

- Уменьшаются газодинамические и тепловые нагрузки на стартовое сооружение и носитель, поскольку заявленное решение обеспечивает течение высокотемпературных газов только по поверхности газоотводных лотков. Это ведет к снижению затрат на отработку конструкции стартового сооружения и носителя, позволяет использовать менее стойкие и более дешевые материалы.

- Так как высокотемпературные газы отводятся от стартового сооружения по большему количеству лотков, они быстрее перемешиваются с окружающим воздухом, тем самым уменьшая зону повышенных тепловых и силовых газодинамических нагрузок от выхлопных газов, и высвобождается дополнительная площадь для строительства сооружений стартового комплекса.

- Вследствие снижения газодинамических и акустических нагрузок газоотводные лотки можно приблизить к кормовой части ракеты-носителя, уменьшить глубину стартового сооружения под проемом и, следовательно, размеры всего стартового сооружения и объем строительно-монтажных работ, удешевить эксплуатацию стартового сооружения.

ЛИТЕРАТУРА 1. Acta Astronautica. Vol 4. Р-р 727-748 Pergamon Press 1977. Printed in Great Britain "Firing-tests of model of the Ariane launch vehicle" стр.729 - прототип.

2. "Новости космонавтики", 6, 2000 г. Издается под эгидой Российского авиакосмического агентства.

Формула изобретения

1. Способ старта ракеты-носителя с многосопловой двигательной установкой, заключающийся в том, что старт осуществляют со стартового сооружения с проемом, через который пропускают газы, являющиеся продуктами сгорания ракетного топлива, и отводят их при помощи многоскатных лотков, отличающийся тем, что боковые стенки проема устанавливают за пределами поверхности, которая является границей сверхзвукового участка струй двигательной установки при старте и последующем отходе ракеты-носителя от стартового сооружения, а области течения в местах встречи с поверхностью указанных лотков отдельных газодинамически взаимодействующих струй двигательной установки изолируют друг от друга.

2. Ракетный комплекс, включающий стартовое сооружение, снабженное проемом, под которым установлен двускатный лоток с разделительным ребром, и установленную над проемом стартового сооружения ракету-носитель с многосопловой двигательной установкой, отличающийся тем, что указанное разделительное ребро лотка установлено в плоскости симметрии двигательной установки, проходящей между периферийными группами сопел, а в точке пересечения оси симметрии центральной группы сопел с указанным разделительным ребром лотка выполнено отверстие для слива центральной струи двигательной установки, под которым установлен дополнительный лоток.

3. Ракетный комплекс, включающий стартовое сооружение, снабженное проемом, под которым установлен лоток, и установленную над проемом стартового сооружения ракету-носитель с многосопловой двигательной установкой, отличающийся тем, что в скате указанного лотка выполнен желоб, расположенный под центральной группой сопел указанной двигательной установки ракеты-носителя, а образующая поверхности лотка и образующая поверхности желоба расположены в плоскости симметрии ракеты-носителя, проходящей между периферийными группами сопел.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3