10.4. Компоновка переходных отсеков

Компоновочные схемы переходных отсеков между ступенями ракеты-носителя определяются схемой разделения ступеней.

10.4.1. Схема с холодным разделением

В этом случае следует предусмотреть установку тормозных ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ) на отделяемом ракетном блоке и ускоряющих РДТТ на ракетном блоке, маршевые двигатели которого должны запускаться. Ускоряющие РДТТ необходимы для обеспечения начального ускорения и прилива топлива к заборным устройствам перед запуском маршевых двигателей.

На рис. 10.18 представлена схема сил, действующих на ракетные блоки, и диаграмма изменения этих сил во времени с учетом переходных процессов. На рисунке введены следующие обозначения: 1 - ракетный блок первой ступени; 2 - тормозной двигатель первой ступени; 3 - вторая ступень, 4 - ускоряющий двигатель второй ступени; - соответствующие моменты времени.

Рис. 10.18 Схема и диаграмма сил, действующих на ракетные блоки при холодном разделении

Переходным отсеком при этой схеме разделения может служить оболочка хвостового отсека второй ступени, которая должна сбрасываться либо вместе с отделением блока первой ступени ракеты-носителя, либо вскоре после его отделения (рис. 10.19).

Н а этом рисунке введены следующие обозначения: 1 - ракетный блок верхней ступени; 2 - переходный отсек; 3 - ракетный блок нижней ступени; 4 - ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ) для создания начальной перегрузки при запуске основного двигателя. Тормозные двигатели нижней ступени не показаны (так как они располагаются, как правило, в нижней части ракетного блока).

Достоинством схемы с холодным разделением является отсутствие относительно тяжелых теплозащитных экранов, предотвращающих повреждение стенок баков или приборных отсеков нижней ступени при запуске маршевого двигателя верхней ступени ракеты-носителя. Недостатком такой схемы является начальный этап полета верхней ступени как бы в невесомости, так как необходимо применять конструктивные меры для обеспечения надежности безударного разделения и запуска двигателей в невесомости.

Схемы с холодным разделением ранее были характерны для РН США, например, РН «Сатурн-V».

10.4.2. Схема с горячим разделением

В случае выбора схемы с горячим разделением тормозные РДТТ не нужны, так как маршевый двигатель верхней ступени запускается при работающем двигателе нижней ступени (перед окончанием его работы). На рис. 10.20 представлена схема сил, действующих на ракетные блоки при горячем разделении, и диаграмма изменения этих сил во времени с учетом переходных процессов.

Рис. 10.20. Схема и диаграмма сил, действующих на ракетные блоки при горячем разделении

На этой схеме цифрами обозначены: 1 - ракетный блок первой ступени; 2 - ракетный блок второй ступени. Моменты времени соответствуют началу или окончанию включения или выключения каждого из двигателей.

Переходный отсек может быть выполнен в виде ферменной конструкции (см. рис. 10.21 а) или в виде подкрепленной обечайки с люками (так называемые «вышибные» окна), которые отбрасываются при повышении давления в переходном отсеке (рис. 10.21 б). На этих рисунках введены следующие обозначения: 1 - ракетный блок верхней ступени; 2 - переходный отсек; 3 - ракетный блок нижней ступени; 4 - переходная ферма; 5 - теплозащитный экран; 6 - люки, открывающиеся газами двигателя.

Верхняя часть нижнего ракетного блока должна быть экранирована прочным теплозащитным экраном (отражателем), иначе огненная струя газов из сопла работающего двигателя может прожечь днище бака ракетного блока, расположенного ниже (или стенки приборного отсека), и разделение ракетных блоков будет нештатным. Для выхода газов срез сопла запускаемого двигателя должен отстоять от теплозащитного отражателя на некотором расстоянии.

Рис. 10.21. Схемы переходных отсеков с горячим разделением:

а) с фермой; б) с люками

Расстояние между срезом сопла двигателя и защитным экраном определяется (рис. 10.22) из условия равенства суммарной площади среза сопла двиг ателя, из которого истекают газы, и площади боковой цилиндрической поверхности, построенной на срезе сопла или на приведенной к кругу суммарной площади среза сопла, если двигатель многокамерный, то есть . Учитывая, что , где - диаметр сопла двигателя, и , можно получить

. (10.16)

Для определения длины переходного отсека необходимо добавить к расстоянию высоту защитного экрана (который определяется габаритами верхнего днища отделяемого ракетного блока) и размер выступа сопловой части двигателя (из донной защиты хвостового отсека верхней ступени ракеты-носителя, если он имеется).

Достоинством схемы с горячим разделением являются высокая надежность запуска маршевого двигателя ракетного блока верхней ступени (так как начальный этап его полета не происходит в невесомости) и высокая надежность самого разделения. Недостатком такой схемы является необходимость установки относительно тяжелых теплозащитных экранов.

Схемы с горячим разделением ранее были характерны для РН СССР, например, РН типа «Союз».