МНОГОСТУПЕНЧАТАЯ РАКЕТА

1. Многоступенчатая ракета, содержащая верхние ступени с системой управления (СУ) и полезным грузом и нижние ступени, отличающаяся тем, что нижние ступени ракеты выполнены в виде пары поршень-цилиндр, при этом цилиндр (Ц) выполнен в виде силовой оболочки корпуса нижних ступеней и заполнен монотопливом, а поршень (П) - в виде негерметичной оболочки, сопряженной с герметичным днищем, и установлен внутри Ц, П, кроме того, снабжен двумя поясами-уплотнениями вверху и внизу П, на днище Π установлен преимущественно четырехкамерный ЖРД, Ц снабжен пиротехническими элементами для отделения освободившихся частей Ц, длина нижних ступеней выполнена в интервале 0,7...0,8 длины ракеты, а длины отделяемых освободившихся частей Ц выполнены в интервале 0,8...1,5 диаметра Ц и размещены на образующей Ц с возможностью отделения освобождающихся по мере выработки монотоплива частей Ц по командам от СУ.2. Многоступенчатая ракета по п.1, отличающаяся тем, что в нижней части Π и Ц герметично соединены кольцевым шпангоутом, на котором установлен кольцевой пиротехнический элемент для снятия связи между Π и Ц после пуска ракеты.3. Многоступенчатая ракета по п.1, отличающаяся тем, что четырехкамерный ЖРД выполнен в виде двух пар камер, одна из которых имеет степень расширения, характерную для первой ступени ракеты, а вторая - увеличенную степень расширения, характерную для второй ступени.4. Многоступенчатая ракета по п. 1, отличающаяся тем, что в паре камер ЖРД с увеличенной степенью расширения камеры размещены в карданном подвесе с возможностью их программного поворота по командам от СУ, снабжены рулевыми приводами и сдвижными телескопическими сопловы

1. Многоступенчатая ракета, содержащая верхние ступени с системой управления (СУ) и полезным грузом и нижние ступени, отличающаяся тем, что нижние ступени ракеты выполнены в виде пары поршень-цилиндр, при этом цилиндр (Ц) выполнен в виде силовой оболочки корпуса нижних ступеней и заполнен монотопливом, а поршень (П) - в виде негерметичной оболочки, сопряженной с герметичным днищем, и установлен внутри Ц, П, кроме того, снабжен двумя поясами-уплотнениями вверху и внизу П, на днище Π установлен преимущественно четырехкамерный ЖРД, Ц снабжен пиротехническими элементами для отделения освободившихся частей Ц, длина нижних ступеней выполнена в интервале 0,7...0,8 длины ракеты, а длины отделяемых освободившихся частей Ц выполнены в интервале 0,8...1,5 диаметра Ц и размещены на образующей Ц с возможностью отделения освобождающихся по мере выработки монотоплива частей Ц по командам от СУ.

2. Многоступенчатая ракета по п.1, отличающаяся тем, что в нижней части Π и Ц герметично соединены кольцевым шпангоутом, на котором установлен кольцевой пиротехнический элемент для снятия связи между Π и Ц после пуска ракеты.

3. Многоступенчатая ракета по п.1, отличающаяся тем, что четырехкамерный ЖРД выполнен в виде двух пар камер, одна из которых имеет степень расширения, характерную для первой ступени ракеты, а вторая - увеличенную степень расширения, характерную для второй ступени.

4. Многоступенчатая ракета по п. 1, отличающаяся тем, что в паре камер ЖРД с увеличенной степенью расширения камеры размещены в карданном подвесе с возможностью их программного поворота по командам от СУ, снабжены рулевыми приводами и сдвижными телескопическими сопловыми насадками.

5. Многоступенчатая ракета по п. 1, отличающаяся тем, что пара камер ЖРД со степенью расширения, характерной для первой ступени, снабжена клапанами отключения подачи монотоплива, пиротехническими элементами снятия связи между этой парой и днищем П, направляющими-ограничителями для обеспечения безударности отделения их от ракеты и толкателем отделения этой пары.

6. Многоступенчатая ракета по п.1, отличающаяся тем, что камеры ЖРД изготовлены из армированного углепластика или углерод-углеродного композиционного материала.

7. Многоступенчатая ракета по п.1, отличающаяся тем, что каждый из поясов-уплотнений выполнен в виде герметично скрепленного с Π эластичного, например резинового, кольца, снабжен магнитным кольцом, выполненным в виде набора постоянных магнитов, имеющих преимущественно форму параллелепипедов, скрепленных герметично с эластичным кольцом, а зазор между магнитным кольцом и Ц заполнен магнитной жидкостью, выполненной на основе монотоплива, заправленного в Ц.

8. Многоступенчатая ракета по п.1, отличающаяся тем, что она снабжена гибкой бортовой кабельной сетью, выполненной в виде свободно деформируемого кабельного жгута, который размещен внутри Ц и соединяет ЖРД с СУ полетом ракеты.

9. Многоступенчатая ракета по п.1, отличающаяся тем, что оболочка Ц выполнена преимущественно в виде вафельной конструкции, у которой ячейки с наружной стороны, причем ячейки заполнены, например, пенополиуретаном для обеспечения аэродинамического качества ракеты.

[1]
Полезная модель относится к ракетной технике, конкретно к устройству многоступенчатых ракет.

[2]
Известна многоступенчатая ракета по патенту РФ №2205776 с приоритетом от 17.12.2001 года, принятая нами за прототип. Многоступенчатая ракета по этому патенту содержит не менее двух последовательно соединенных ступеней с зарядами твердого топлива, систему управления и полезный груз. Первая ступень ракеты содержит двигательную установку в виде основного РДТТ и дополнительную двигательную установку многократного включения, которая предназначена для того, чтобы после того как закончится работа (выгорит заряд твердого топлива) основного РДТТ первой ступени, произвести перемещение корпуса первой ступени относительно корпуса последующей (вначале второй, а затем третьей) ступени. Причем перемещение начинается после того, как будет произведено разрушение переднего (верхнего) днища корпуса первой ступени так, что корпус станет представлять собой цилиндрическую оболочку с одним нижним днищем.

[3]
Недостатками прототипа является следующее.

[4]
1. Сложное устройство передних днищ первой и последующих ступеней, которые, в том числе, предназначены для того, чтобы быть разрушенными в заданное время. Сложность заключается в том, что эти днища должны удовлетворять одновременно двум противоречивым требованиям:

[5]
- быть прочными для обеспечения работы РДТТ;

[6]
- быть «хрупкими как стекло» в момент разрушения.

[7]
Эта задача разрушения усложняется еще тем, что во время работы РДТТ эти днища обязаны иметь теплозащитное покрытие (ТЗП), которое, как правило, выполняется на основе резины необходимой толщины. При этом ввиду того что заряд твердого топлива РДТТ имеет разбросы по времени горения, а ТЗП разбросы своих характеристик, связанных с временем его работы, сложно совместить момент полного уноса ТЗП с моментом окончания работы РДТТ. Т.е. после выгорания заряда РДТТ часть ТЗП (резины определенной толщины, определяемой надежностью работы РДТТ) останется на верхнем днище и усложнит задачу разрушения днища. На наш взгляд - это довольно сложно.

[8]
2. Сложное устройство боковых сгораемых частей корпусов последующих (за первой) ступеней ракеты. В принятом нами прототипе после погружения в корпус предыдущей ступени корпуса с зарядом последующей ступени - должны сгорать к моменту окончания сгорания заряда этой ступени. Сложность устройства этих боковых частей корпусов заключается в том, что они должны во время работы предыдущей ступени быть несущими конструкциями ракеты, которая осуществляет заданный программой полет, а потом сгореть.

[9]
Наиболее известным способом изготовления корпусов РДТТ является его намотка из стекловолокна с необходимым армированием. Так называемый корпус «кокон». После перемещения такого корпуса в корпус предыдущей (например, в случае принятого нами прототипа, первой) ступени необходимо обеспечить сгорание, например, стекловолокна. На наш взгляд - это проблематично и практически невозможно.

[10]
3. Двигательная установка основного РДТТ первой ступени в прототипе работает как на участке работы первой ступени, так и на участке работы последующих ступеней. Эта двигательная установка имеет определенную массу, характерную для массы двигательной установки первой ступени. Очевидно, что в многоступенчатых ракетах массы двигателей последующих ступеней всегда меньше (причем в разы) масс двигателей предыдущих ступеней. В прототипе масса двигателя для первой и последующих ступеней остается постоянной и равной массе двигателя первой ступени. Это отрицательно влияет на дальность полета ракеты и, очевидно, приводит к ее снижению по сравнению с классическим вариантом, когда на каждой последующей ступени двигатель имеет соразмерно меньшую массу, потому, что мы уменьшающейся по массе ракете сообщаем тягу несоразмерно тяжелым двигателем.

[11]
4. Корпус первой ступени ракеты-прототипа работает на участках полета первой и последующих ступеней. Когда после окончания работы первой ступени ее корпус надвигается на заряд второй ступени, то масса этого корпуса (т.к. он неизменный) оказывается несоразмерной этому заряду. Общеизвестно, что в многоступенчатых ракетах каждая последующая ступень имеет ориентировочно в два раза меньшие габаритные размеры и массу, чем предыдущая. В прототипе корпус первой ступени ориентировочно в два раза больше, чем заряд второй ступени, и в четыре раза больше, чем заряд третьей ступени. Поэтому на участках полета этих (второй и третьей) ступеней масса корпуса оказывает отрицательное влияние на достижение дальности доставки полезного груза по сравнению с классическим вариантом, когда массы корпусов ступеней многоступенчатой ракеты соразмерны их зарядам.

[12]
5. Сложность конструкции зарядов последующих (после первой) ступеней. Общеизвестно, что удельный импульс тяги РДТТ зависит от внутрикамерного давления на стационарном участке работы РДТТ. Корпус РДТТ первой ступени прототипа рассчитан на размеры и конструкцию заряда первой ступени и, соответственно, на заданное внутрикамерное давление, при котором реализуется расчетный, для первой ступени, удельный импульс тяги. После окончания работы первой ступени, ее корпус надвигается на заряд второй ступени, который в два раза меньше заряда первой ступени. В этих условиях для того, чтобы в камере сгорания можно было реализовать то же давление, что и в камере сгорания первой ступени, заряд твердого топлива второй ступени должен иметь поверхность горения в два раза больше, чем требуется для работы классической второй ступени. Это, на наш взгляд, возможно, например, за счет довольно значительного усложнения конструкции заряда второй ступени и уменьшения коэффициента заполнения корпуса топливом. В случае применения заряда твердого топлива с поверхностью горения, предназначенной для использования в варианте классической второй ступени (что имеет место в прототипе), реализуется в два раза более низкое внутрикамерное давление с соответствующим снижением удельного импульса тяги и потерей дальности доставки полезного груза.

[13]
Для участка полета ракеты-прототипа условно третьей ступени (когда корпус надвигается на заряд третьей ступени) твердотопливный заряд этой ступени должен быть выполнен с поверхностью горения в четыре раза большей, чем заряд классического РДТТ третьей ступени. На наш взгляд это довольно сложно, даже по отношению к заряду второй ступени.

[14]
Задачей настоящей полезной модели является устранение недостатков прототипа. Указанная задача решается следующим образом.

[15]
Предлагаемая ракета выполняется в виде двух функциональных блоков:

[16]
- верхних ступеней с системой управления и полезным грузом;

[17]
- нижних ступеней.

[18]
Отличие предложения заключено в конструктивном исполнении нижних ступеней.

[19]
Нижние ступени выполнены в виде пары поршень (П) - цилиндр (Ц). При этом Ц представляет собой силовую оболочку с длиной равной длине нижних ступеней и диаметром оболочки Д. Внутрь Ц установлен П, выполненный в виде негерметичной оболочки, сопряженной с нижним герметичным днищем. На днище устано…