Способ управления полетом многоступенчатой ракеты-носителя и многоступенчатая ракета-носитель

Способ управления полетом многоступенчатой ракеты-носителя и многоступенчатая ракета-носитель

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в ракетах преимущественно с авиационным стартом и с большим удлинением (L/D>10, где L - длина ракеты, D - диаметр ракеты).

Известен способ управления ракетой путем отклонения головной части, описанный в патенте США №4399962, опубликованном 23.08.83. Отклонение оси головной части от оси корпуса ракеты осуществляется воздействием на нее двух групп пиротехнических приводов, расположенных по обеим сторонам шарнира (узла поворота головной части), посредством которого она крепится к корпусу ракеты. Такой способ управления ограничивает область отклонения головной части и не позволяет отклонить ее на заданную величину в нужном направлении. Кроме того, для отклонения головной части на ракете необходимо разместить узел поворота головной части и пиротехнический привод для ее отклонения, которые ухудшают энергомассовые характеристики ракеты.

Известен также способ управления ракетой путем отклонения головной части, описанный в патенте России №2015496, опубликованном 30.06.94. Отклонение головной части производится специально установленным на ракете гидроприводом посредством шарнира, образованного сферическими днищами головной части и корпуса ракеты. Несмотря на очевидные преимущества по сравнению с предыдущим патентом, указанное техническое решение обладает следующими существенными недостатками: для реализации такого способа управления на ракете необходимо устанавливать специальный гидропривод и сферический шарнир (узел качания головной части), которые существенно увеличивают вес ракеты и ухудшают компоновку.

Несмотря на отмеченные недостатки, техническое решение (патент России №2015496) может быть принято в качестве прототипа.

Задачей, на решение которой направлено предлагаемое изобретение, является повышение энергомассового совершенства ракеты.

Этот технический результат достигается тем, что управление многоступенчатой ракетой-носителем с твердотопливным двигателем последней ступени осуществляют путем одновременного отклонения передней части ракеты и камеры сгорания двигателя твердотопливного двигателя последней ступени относительно узла качания его поворотного соплового блока для создания управляющих усилий при работе маршевых двигателей и поворота соплового блока для создания управляющих усилий после отделения предпоследней ступени.

Поворот передней части ракеты, камеры сгорания твердотопливного двигателя последней ступени и соплового блока осуществляют рулевым приводом двигателя последней ступени.

Для осуществления указанного способа управления предложена конструкция многоступенчатой ракеты-носителя, содержащая переднюю часть с полезной нагрузкой и аэродинамическим обтекателем, маршевые ступени, последняя из которых снабжена твердотопливным двигателем с поворотным сопловым блоком, узлом его качания и рулевым приводом, межступенчатые отсеки и системы отделения ступеней. Ракета снабжена узлом поворота передней части ракеты, совмещенным с узлом качания поворотного соплового блока, а межступенчатый отсек между последней и предпоследней ступенями выполнен в виде двух юбок, связанных между собой упругим подвижным элементом, а с рулевым приводом кинематически, при этом юбка межступенчатого отсека, состыкованная с предпоследней маршевой ступенью, жестко соединена с сопловым блоком и на ней установлена система отделения предпоследней ступени.

Предлагаемые способ управления многоступенчатой ракетой-носителем и ее конструкция позволяют осуществлять эффективное управление полетом ракеты за счет действующих на отклоненную часть аэродинамических сил и смещения центра масс камеры сгорания двигателя последней ступени относительно продольной оси ракеты.

Такое техническое решение позволяет не устанавливать рулевые органы на все маршевые двигатели, кроме двигателя последней ступени.

Рулевой привод двигателя последней ступени обеспечивает два режима работы: одновременный поворот передней части ракеты и камеры сгорания твердотопливного двигателя последней ступени относительно узла качания его поворотного соплового блока для создания управляющих усилий при работе маршевых двигателей и поворот соплового блока для создания управляющих усилий после отделения предпоследней ступени.

Сущность изобретения поясняется графическими материалами на примере трехступенчатой твердотопливной ракеты, стартующей с самолета, где на фиг.1 приведен продольный разрез ракеты, на фиг.2 - выносной элемент I на фиг.1.

Ракета состоит из двигателя 1 первой ступени, двигателя 2 второй ступени, двигателя 3 третьей (последней) ступени, передней части ракеты 4, содержащей полезную нагрузку 5 (спутник, космический аппарат и др.) и аэродинамический обтекатель 6. Двигатели 1, 2, 3 соединены между собой межступенчатыми отсеками 7 и 8 соответственно. Ракета снабжена системами разделения ступеней 9, 10, которые выполнены в виде удлиненных детонирующих зарядов (ДУЗов). Двигатели 1 и 2 первой и второй ступеней не имеют систем управления вектором тяги, а двигатель 3 третьей (последней) ступени (Фиг.1 и Фиг.2) снабжен камерой сгорания 11, управляющим поворотным сопловым блоком 12 и сферическим узлом качания 13 соплового блока 12. Отклонение соплового блока 12 осуществляется рулевым приводом 14, гидроцилиндры которого пристыкованы к кронштейнам 15 и 16. Кронштейны 15 и 16 установлены соответственно на юбках 17 и 18 межступенчатого отсека 8, которые связаны между собой гибким подвижным элементом 19. Детонирующий удлиненный заряд системы отделения 10 последней ступени смонтирован на юбке 18 межступенчатого отсека 8, а сопловой блок 12 жестко скреплен с корпусом межступенчатого отсека 8. Юбки 18 и 17 пристыкованы соответственно к двигателям 2 и 3 второй и третьей (последней) ступеней.

В патентуемой ракете на маршевых ступенях, кроме последней, могут быть применены и жидкостные реактивные двигатели. Количество исполнительных органов рулевого привода 14 и их взаимное расположение выбираются из условия создания необходимых управляющих усилий по всем каналам управления полетом (тангаж, крен, рыскание) при работе всех ступеней ракеты.

Функционирование ракеты осуществляется следующим образом. После сброса ракеты с самолета управление полетом ракеты (обеспечение заданной траектории и парирование возмущений) на участке работы двигателей первой и второй ступеней осуществляется отклонением передней части 4 ракеты и смещением центра масс камеры сгорания 11 двигателя 3 третьей (последней) ступени относительно продольной оси ракеты. Отклонение передней части 4 и смещение центра масс камеры сгорания 11 двигателя 3 относительно продольной оси ракеты производится рулевым приводом 14, усилия от которого через кронштейн 15, юбку 17 передаются камере сгорания 11 двигателя 3 и скрепленной с ним передней части 4. Жестко скрепленный с юбкой 18 сопловой блок 12 и упругий подвижный элемент 19 позволяют осуществлять вращение передней части 4 и камеры сгорания 11 в узле качания 13 соплового блока 12, что обеспечивает создание управлящих усилий на участке полета ракеты при работе маршевых двигателей 1 и 2, не имеющих рулевых органов.

После срабатывания ДУЗа системы отделения 10 происходит снятие жестких связей и разделение второй (предпоследней) и третьей (последней) ступеней, после чего сопловой блок 12 работает по штатному, отклоняясь в узле качания 13, за счет передачи усилий от рулевого привода 14 через кронштейн 16 оставшейся при разделении ступеней части юбки 18 и далее сопловому блоку 12. Отклоняющийся сопловой блок 12 обеспечивает создание управляющих усилий после отделения предпоследней ступени.

Патентуемый способ управления многоступенчатой ракетой-носителем и конструкция ракеты-носителя позволяет решить задачу повышения энергомассового совершенства ракеты за счет применения на ракете только одного рулевого органа, установленного на последней ступени, а для отклонения в полете передней части ракеты использовать штатные узлы двигателя последней ступени: узел отклонения соплового блока и рулевой привод.

Источники информации

1. Патент России №2015496, кл. F42B 15/00. Отклоняемая головная часть ракеты, опубл. 1994 г.

2. Патент России №2205776, кл. B64G 1/00. Многоступенчатая ракета, опубл. 2003 г.

3. Патент России №2149125, кл. B64G 1/00. Ракета-носитель, опубл. 2000 г.

4. Патент США №4399962, кл. F42B 15/14. Отклоняемая головная часть ракеты.

1. Способ управления многоступенчатой ракетой-носителем с твердотопливным двигателем последней ступени, включающий одновременный поворот передней части ракеты и камеры сгорания твердотопливного двигателя последней ступени относительно узла качания его поворотного соплового блока для создания управляющих усилий при работе маршевых двигателей и поворот соплового блока для создания управляющих усилий после отделения предпоследней ступени.

2. Способ по п.1, в котором поворот передней части ракеты, камеры сгорания твердотопливного двигателя последней ступени и соплового блока осуществляют рулевым приводом двигателя последней ступени.

3. Многоступенчатая ракета-носитель, содержащая переднюю часть с полезной нагрузкой, аэродинамическим обтекателем и маршевые ступени, последняя из которых снабжена твердотопливным двигателем с поворотным сопловым блоком, узлом его качания и рулевым приводом, межступенчатые отсеки и системы отделения ступеней, отличающаяся тем, что она снабжена узлом поворота передней части ракеты, совмещенным с узлом качания поворотного соплового блока, а межступенчатый отсек между последней и предпоследней ступенями выполнен в виде двух юбок, связанных между собой упругим подвижным элементом, а с рулевым приводом кинематически, при этом юбка межступенчатого отсека, состыкованная с предпоследней маршевой ступенью, жестко соединена с сопловым блоком и на ней установлена система отделения предпоследней ступени.