RU2192992C2

RU2192992C2 - First stage of multi-stage launch vehicle

Info

Publication number: RU2192992C2
Application number: RU2000107559A
Authority: RU
Inventors: Н.В. Земляков
Original assignee: Орловский государственный технический университет
Priority date: 2000-03-27
Filing date: 2000-03-27
Publication date: 2002-11-20

Abstract

FIELD: rocketry and space engineering; injection of civil and military spacecraft into near-earth orbits. SUBSTANCE: stage is made in form of single unit in form of smooth-wall tube which is mounted on pylons coaxially relative to central unit of second stage of launch vehicle for separation from it. Combustion chambers of main jet engines of first stage are located over perimeter of tail section of tube. Afterburning chamber which may be provided with Laval nozzle is mounted on the outside of these chambers. Propellant and oxidizer tanks are located in tubular wall of first-stage unit and nose section of this stage in made in form of circular cone. Stabilizers with control chambers on their fences are mounted on outer surface of tube. EFFECT: increased thrust-to- weight ratio of first stage of launch vehicle; reduction of time required for injection of spacecraft into orbit. 2 cl, 6 dwg

Description

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а более конкретно к многоступенчатым ракетоносителям, выводящим с поверхности Земли на космические орбиты как научно-исследовательские аппараты, например с космонавтами, так и аппараты для ведения боевых действий. The invention relates to rocket and space technology, and more specifically to multi-stage rocket launchers that launch from the surface of the Earth into space orbits as scientific research vehicles, for example with astronauts, and spacecraft for warfare.

Известны устройства первых ступеней многоступенчатых ракетоносителей "Спутник" и "Восток", выполненные из нескольких конусообразных блоков, соединенных по пакетной схеме вокруг центрального блока второй ступени, которые отделяются от него после выработки запаса горючего. При этом каждый блок первой ступени имеет по четыре главные камеры, размещенные равномерно по всей площади днища [1], [2]. По такой же конструктивной компоновке выполнена первая ступень и ракетоносителя "Союз" [3]. Known devices of the first stages of multistage rocket carriers "Sputnik" and "Vostok", made of several cone-shaped blocks connected in a packet pattern around the central block of the second stage, which are separated from it after running out of fuel. Moreover, each block of the first stage has four main chambers, distributed evenly over the entire area of the bottom [1], [2]. According to the same constructive configuration, the first stage and the Soyuz launch vehicle were made [3].

Недостатком конструкции аналогов [1] и [2] является то, что первая ступень ракетоносителя выполнена из отдельных автономных блоков, которые вплотную присоединены к центральному блоку. Такая пакетная конструкция не позволяет получить дополнительную реактивную тягу от сжигания атмосферного кислорода продуктами горения из главных камер, которые в каждом блоке первой ступени размещены по всей поверхности его днища и, кроме того, корпуса отдельных блоков создают большое гидравлическое сопротивление встречному потоку воздуха. The disadvantage of the design of analogues [1] and [2] is that the first stage of the launch vehicle is made of separate autonomous units, which are closely connected to the central unit. Such a package design does not allow obtaining additional reactive thrust from atmospheric oxygen burning by combustion products from the main chambers, which are located on the entire surface of its bottom in each block of the first stage and, in addition, the enclosures of individual blocks create a large hydraulic resistance to the oncoming air flow.

Наиболее близким техническим решением, выбранным в качестве прототипа, является аналог [3] космический корабль "Союз", имеющий центральный блок второй ступени и четыре боковых блока первой ступени. На блоках первой ступени установлены двигатели РД-107, каждый из которых имеет четыре главные камеры и две управляющие. Блоки первой ступени соединены с центральным блоком второй ступени по пакетной схеме без зазора. The closest technical solution, selected as a prototype, is the analogue [3] of the Soyuz spacecraft having a central unit of the second stage and four side blocks of the first stage. On the blocks of the first stage, RD-107 engines are installed, each of which has four main chambers and two control cameras. The blocks of the first stage are connected to the central block of the second stage in a packet scheme without a gap.

Недостатком этого устройства является то, что все четыре блока первой ступени вплотную поджаты к центральному блоку, а это исключает возможность эжектирования встречного потока воздуха атмосферы в стесненном канале. Этому способствует также и то, что главные камеры каждого блока первой ступени размещены по всей поверхности днища. Кроме того, четыре автономных блока не обеспечивают минимально возможного сопротивления встречному потоку воздуха. The disadvantage of this device is that all four blocks of the first stage are tightly pressed against the central block, and this eliminates the possibility of ejecting the oncoming air flow of the atmosphere in the cramped channel. This is also facilitated by the fact that the main chambers of each block of the first stage are located on the entire surface of the bottom. In addition, four autonomous units do not provide the minimum possible resistance to oncoming air flow.

Задача, на решение которой направлено изобретение, состоит в сокращении времени вывода космического аппарата на околоземную орбиту за счет увеличения реактивной тяги первой ступени. The problem to which the invention is directed is to reduce the time it takes the spacecraft to enter near-Earth orbit by increasing the jet propulsion of the first stage.

Это достигается тем, что устройство первой ступени многоступенчатого ракетоносителя выполнено в виде единого блока в форме гладкостенной трубы, установленной на пилонах с кольцевым зазором вокруг двигательной части центрального блока, главные камеры которой размещены по кольцевому периметру, поверх которых установлена камера дожигания, на наружной поверхности которой установлены стабилизаторы с управляющими камерами, а головная часть ступени выполнена в виде кольцевого конуса. При этом главные камеры первой ступени размещены по кольцевому периметру равноудалено друг от друга, а толщина стенки трубчатой ступени соизмерима с диаметром главных камер, емкости для горючего и окислителя размещены в трубчатой стенке ступени и их объем эквивалентен объемам емкостей отдельных блоков прототипа, камера дожигания в хвостовой части по внутренней поверхности снабжена соплом Лаваля, управляющие камеры расположены на гребнях стабилизаторов, для крепления с центральным блоком ступень снабжена двумя ярусами пилонов - верхними и нижними так, что верхние и нижние пилоны жестко скреплены с внутренней поверхностью трубчатой ступени, а с центральным блоком второй ступени - верхние с помощью силовых гнезд и нижние - с помощью пироболтов, соединенных с поперечной стяжкой, а в каждом ярусе содержится по четыре пилона. This is achieved by the fact that the device of the first stage of a multi-stage launch vehicle is made in the form of a single unit in the form of a smooth-walled pipe mounted on pylons with an annular gap around the engine part of the central unit, the main chambers of which are located on the annular perimeter, on top of which an afterburner is installed, on the outer surface of which stabilizers with control cameras are installed, and the head part of the stage is made in the form of an annular cone. In this case, the main chambers of the first stage are placed along the annular perimeter, equidistant from each other, and the wall thickness of the tubular stage is comparable with the diameter of the main chambers, the fuel and oxidizer containers are placed in the tubular wall of the stage and their volume is equivalent to the volumes of the capacities of the individual prototype blocks, the afterburner in the tail the parts on the inner surface are equipped with a Laval nozzle, the control chambers are located on the ridges of the stabilizers, for fastening with the central block the stage is equipped with two tiers of pylons - the upper and lower so that the upper and lower pylons are rigidly fastened to the inner surface of the tubular stage, and the upper block with the central block of the second stage - with power sockets and lower - with pyro bolts connected to the transverse coupler, and each tier contains four pylons .

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг.1 изображен общий вид многоступенчатого ракетоносителя. На фиг.2 изображен вырыв трубчатой первой ступени с изображением половины вида и разреза по оси. На фиг.3 изображен вид фиг.1 по стрелке А. На фиг.4 изображено сечение А-А фиг.1. На фиг. 5 изображено сечение Б-Б фиг.1. На фиг.6 изображена структура движения и взаимодействия двух эжектирующих и одного эжектируемого потока газа. The invention is illustrated by drawings, where figure 1 shows a General view of a multi-stage launch vehicle. Figure 2 shows the pullout of the tubular first stage with the image of half of the view and section along the axis. Figure 3 shows a view of figure 1 along arrow A. Figure 4 shows a section aa of figure 1. In FIG. 5 shows a section BB of FIG. 1. Figure 6 shows the structure of the movement and interaction of two ejected and one ejected gas stream.

Устройство первой ступени состоит из единого блока в форме гладкостенной трубы 1, прикрепленного к центральному блоку второй ступени 2 с помощью нижних пилонов 3 и верхних пилонов 4 с образованием кольцевого зазора 5. По кольцевому периметру хвостовой части блока 1 равноудалено друг от друга размещены главные камеры 6, поверх которых к блоку 1 прикреплена камера дожигания 7, на наружной поверхности которой установлены стабилизаторы 8, к гребням которых прикреплены управляющие камеры 9, а на внутренней поверхности камеры 7 размещено сопло Лаваля 10. Головная часть блока 1 снабжена кольцевым конусом 11. Крепление блока 1 к блоку 2 выполнено с помощью верхних пилонов 4, размещенных в силовых гнездах 12, и с помощью пироболтов 13, поджатых к нижним пилонам 3 и к поперечной стяжке 14. Горючее и окислитель размещены в емкостях 15 и 16, установленных в стенке блока 1. The device of the first stage consists of a single block in the form of a smooth-walled pipe 1, attached to the central block of the second stage 2 using the lower pylons 3 and the upper pylons 4 with the formation of an annular gap 5. The main chambers 6 are equidistant from each other along the annular perimeter of the tail of the block 1 on top of which afterburning chamber 7 is attached to block 1, on the outer surface of which stabilizers 8 are installed, control chambers 9 are attached to the crests, and a Lava nozzle is placed on the inner surface of chamber 7 I 10. The head of block 1 is equipped with an annular cone 11. The block 1 is fixed to the block 2 with the help of the upper pylons 4 located in the power sockets 12, and with the help of the pyro bolts 13, pressed to the lower pylons 3 and to the cross tie 14. Fuel and the oxidizing agent is placed in containers 15 and 16 installed in the wall of block 1.

Устройство работает следующим образом. The device operates as follows.

Для обеспечения старта многоступенчатого ракетоносителя с трубчатой первой ступенью 1 включается зажигание одновременно всех главных камер 6 и второй ступени 2. После старта за счет перепада давлений в двух эжектирующих потоках I, II и одном эжектируемом потоке III устройство начинает работать в режиме прямоточно-эжекторного ракетоносителя, т.е. в кольцевой зазор 5 начинает непрерывно поступать атмосферный воздух, который, обеспечивая дожигание продуктов реактивного топлива в среде кислорода в камере дожигания 7, работает как дополнительное рабочее тело, что увеличивает реактивную тягу и, следовательно, скорость устройства, сокращая время выхода на космическую орбиту без дополнительных затрат горючего. После выработки горючего в первой ступени 1 происходит разрыв пироболтов 13, освобождая пилоны 3 от стяжки 14, а верхние пилоны 4 при этом выйдут под действием веса блока 1 из гнезд 12, отделяя тем самым первую ступень 1 от второй ступени 2. To ensure the start of a multi-stage carrier rocket with a tubular first stage 1, the ignition of all the main chambers 6 and the second stage 2 is turned on at the same time. After the start, due to the pressure difference in two ejector flows I, II and one ejected stream III, the device starts to work in the direct-flow ejector carrier, those. atmospheric air begins to continuously enter the annular gap 5, which, after providing the afterburning of jet fuel products in the oxygen medium in the afterburning chamber 7, works as an additional working fluid, which increases the reactive thrust and, therefore, the speed of the device, reducing the time it takes to go into space orbit without fuel costs. After the fuel is developed in the first stage 1, the pyro-bolts 13 break, releasing the pylons 3 from the screed 14, and the upper pylons 4 will come out under the influence of the weight of block 1 from the nests 12, thereby separating the first stage 1 from the second stage 2.

Такая конструкция первой ступени многоступенчатого ракетоносителя позволяет получить дополнительную реактивную тягу за счет того, что все главные камеры 6 первой ступени размещены равноудалено друг от друга по кольцевому периметру, создают трубчатый в сечении эжектирующий поток I, который охватывает сплошной в сечении эжектирующий поток II от центрального блока, а между ними создается трубчатый в сечении эжектируемый поток III встречного воздуха атмосферы. Работа прямоточного эжектора при этом такова, что на место сжигаемою эжектируемого воздуха в кольцевой зазор 5 поступают новые порции воздуха за счет давления встречного потока и за счет его подсоса от перепада давлений между потоками I, II и III; ввиду того, что скорость обоих эжектирующих потоков всегда больше, чем эжектируемого потока, то и давление в эжектирующих потоках будет меньше, чем в эжектируемом, а это обеспечивает увеличение отбрасываемой массы эжектируемого газа и выделение дополнительной тепловой энергии при дожигании продуктов неполного горения ракетного топлива от взаимодействия с атмосферным кислородом, т.е. получая дополнительное рабочее тело. А это, в свою очередь, увеличивает реактивную тягу устройства и обеспечивает сокращение времени вывода космического аппарата на околоземную орбиту. This design of the first stage of a multi-stage carrier rocket allows you to get additional reactive thrust due to the fact that all the main chambers 6 of the first stage are placed equally spaced from each other along the annular perimeter, create a tubular cross-sectional flow of ejector flow I, which covers a continuous cross-section of ejector flow II from the central unit , and between them a tubular ejected stream III of the oncoming air of the atmosphere is created in cross section. The operation of the direct-flow ejector in this case is such that new portions of air are introduced into the annular gap 5 in place of the ejected air being burned due to the pressure of the oncoming flow and due to its suction from the pressure differential between flows I, II, and III; due to the fact that the speed of both ejected flows is always greater than the ejected stream, the pressure in the ejected flows will be less than in the ejected one, and this provides an increase in the ejected mass of the ejected gas and the release of additional thermal energy when the products of incomplete combustion of rocket fuel are burned from the interaction with atmospheric oxygen, i.e. getting an additional working fluid. And this, in turn, increases the reactive thrust of the device and provides a reduction in the time it takes the spacecraft to enter Earth orbit.

Источники информации
1. Космонавтика. Энциклопедия. Под редакцией В.П.Глушко. - М.: Советская энциклопедия, 1985, стр. 67.Sources of information
1. Cosmonautics. Encyclopedia. Edited by V.P. Glushko. - M.: Soviet Encyclopedia, 1985, p. 67.

2. В.И.Феодосьев. Основы техники реактивного полета. - М.: Наука, 1979, стр. 64-72. 2. V.I. Feodosiev. Fundamentals of jet flight techniques. - M .: Nauka, 1979, pp. 64-72.

3. Космонавтика. Энциклопедия. Под редакцией В.П.Глушко. - М.: Советская энциклопедия, 1985, стр. 373. 3. Cosmonautics. Encyclopedia. Edited by V.P. Glushko. - M.: Soviet Encyclopedia, 1985, p. 373.

Claims

1. The first stage of a multi-stage carrier rocket, containing the main jet engines and containers for fuel and oxidizer, located axisymmetrically around the central block of the second stage of the carrier rocket with the possibility of separation, characterized in that it is made as a single unit in the form of a smooth-walled pipe mounted on pylons of two tiers with annular gap around the engine part of the specified Central block of the second stage, and the combustion chamber of the main jet engines are placed in the rear of the decree of the annular pipe along its annular perimeter, equidistant from each other, and on the outside of the chambers of the first stage unit, a afterburner is attached, having stabilizers on its outer surface, and these fuel and oxidizer containers are placed in the tubular wall of the first stage block, the head part of this stage is made in the form of an annular cone, control chambers are installed on the ridges of these stabilizers, the pylons of the upper tier are connected to the central block of the second stage by means of forces nests, and pylons of the lower tier - with the help of pyro-bolts.

2. The first stage according to claim 1, characterized in that said afterburning chamber in its tail portion along the inner surface is provided with a Laval nozzle.