11.2.4. Схема с отдельными блоками горючего и окислителя

На рис 11.13 представлены варианты компоновки баков нижних ступеней РН с отдельными баками окислителя и горючего.

а) б)

Рис. 11.13. Компоновочные схемы топливных отсеков нижних
ступеней с отдельными баками окислителя и горючего

На схеме а) представлен вариант компоновки, в котором баки 1 и 2 различных компонентов топлива по диаметру и длине не одинаковы. Такая схема реализована на ракетном блоке первой ступени РН «Протон».

На схеме б) представлен вариант компоновки, в котором диаметры баков 1 и 2 одинаковы, а длины баков зависят от компонентов топлива. Для кислородно-керосиновых ракетных блоков при одинаковых диаметрах длины баков отличаются примерно на 5%. Это нетрудно посчитать, если учесть, что плотность жидкого кислорода 1140 кг/м³, плотность керосина 800 кг/м³, а отношение массы окислителя к массе горючего составляет 2,7.

В схеме с отдельными баками отсутствуют днища, которые должны разделять компоненты топлива. Поэтому такая схема эффективна в весовом отношении.

11.3. Уточнение сбрасываемых элементов ракеты-носителя

В компоновочной схеме РН необходимо определить плоскости или узлы разделения ракетных блоков (РБ). Крепление и разделение РБ осуществляется, как правило, с помощью пирозамков-толкателей.

Если РН имеет схему с последовательным соединением ракетных блоков, то отделение отработавших РБ осуществляется, как правило, совместно с переходными отсеками примыкающих верхних ступеней РН, как это схематично показано на рис. 11.14.

Рис. 11.14. Схема разделения РБ с переходной фермой

Оставшиеся хвостовые отсеки уже не включены в силовую схему работы ступени и, по сути, являются балластом. Поэтому они также должны быть сброшены.

На рис. 11.15 представлена схема сброса хвостового отсека, которая получила название «сброс чулком». Для реализации данной схемы необходимо предусмотреть направляющие элементы для предотвращения удара корпуса хвостового отсека о двигатель и заклинивания хвостового отсека из-за перекоса элементов.

Рис. 11.15. Схема сброса хвостового отсека «чулком»

На рис. 11.16 представлена схема сброса хвостового отсека, состоящего из трёх панелей. Разлёт панелей осуществляется с помощью специальных толкателей после срабатывания пирозамков-толкателей поперечного стыка и механических замков продольного стыка. На этой схеме введены следующие обозначения: 1 – толкатели; 2, 3 и 4 – отделяемые панели хвостового отсека.

На схеме а) показан хвостовой отсек до сброса. На схеме б) показана схема сброса панелей хвостового отсека (третья панель условно не показана). На схеме в) показаны толкатели панелей в поперечном сечении хвостового отсека до его сброса. На схеме г) показана схема сброса панелей в поперечном сечении хвостового отсека.

В случае использования сбрасываемых хвостовых отсеков при расчёте конструктивных характеристик следует внести коррективы. Например, если отделяется хвостовой отсек второй ступени, то его массу следует вычесть из ракетного блока (РБ) второй ступени и отнести её к РБ первой ступени (обозначения см. в разделе 4):

; .

Эти формулы отражают расчётный случай, когда сброс головного обтекателя производится в конце работы второй ступени РН.

а)

б)

в)

г)

Рис. 11.16. Схема сброса хвостового отсека частями

Если РН имеет схему с параллельным соединением ракетных блоков, то отделение отработавших боковых блоков может осуществляться по различным схемам.

На рис. 11.17 представлена схема отделения боковых блоков, реализованная на РН типа «Союз». На рисунке введены следующие обозначения: 1 – боковой блок; 2- центральный блок; 3 – тяга; 4 - шариковый пирозамок; 5 – кронштейн; 6 – опорный зуб; 7 - кронштейн сопряжения боковых блоков с центральным; 8 – пружина; 9 - шток; 10 – опорный оголовник (наконечник) бокового блока; 12 – крышка бака; А, Б, В и Г – положение бокового блока в процессе отделения.

Рис. 1.17. Схема отделения боковых блоков РН типа «Союз» [36]

При подаче команды на выключение двигателей боковых блоков одновременно подаётся команда на пирозамок 4 и тяги 3 освобождаются. Под действием импульса последействия двигателей и за счёт возникновения момента относительно верхних узлов крепления боковые блоки начинают поворачиваться (опорный зуб 5 выходит из кронштейна 6) и отставать от центрального. При выходе оголовников 11 боковых блоков из опорных узлов 7 центрального блока шток 9 выдвигается под действием пружины 8, срабатывают концевые выключатели 10 и выдаются команды на открытие крышек 12 верхних днищ боковых блоков. Газ наддува баков окислителя вырывается по специально профилированным направляющим в сторону центрального блока и за счёт реактивной тяги отбрасывает верхние части боковых блоков от центрального.

На рис. 11.18 представлена схема отделения боковых блоков с помощью реактивных двигателей твёрдого топлива. После окончания работы двигателей боковых блоков подаётся команда на пирозамки нижних и верхних узлов крепления ББ к центральному блоку. Одновременно подаётся команда на включение РДТТ разделения (позиции 1 и 2), которые отводят боковые блоки от центрального блока.

Рис. 11.18. Схема отделения ББ с помощью РДТТ

На рис. 11.19 представлена схема отделения боковых блоков с помощью аэродинамических сил. Конусные части обтекателей ББ выполнены несимметричными. После подачи команды на выключение двигателей боковых блоков подаётся команда на разделение пирозамков верхних узлов крепления блоков. Аэродинамические силы, действующие на несимметричные конусные части обтекателей боковых блоков, разворачивают их относительно нижних силовых узлов. При определённых углах разворота срабатывают замки крепления и отделения нижних силовых узлов и пружинные толкатели, благодаря которым боковые блоки отталкиваются от центрального блока.

Существуют схемы отделения боковых блоков на основе рычажных механизмов. Такие схемы представлены, например, в [18].

Рис. 11.19. Схема отделения ББ с помощью аэродинамических сил

При уточнении компоновочной схемы следует также задать схему сброса головного обтекателя.

На рис. 11.20 представлена схема сброса головного обтекателя ракеты космического назначения типа «Союз» с пилотируемым космическим кораблём [20]. На рисунке введены следующие обозначения: а – космическая головная часть; б – схема увода РДТТ системы аварийного спасения разделительным РДТТ при штатном полете; в - разворот створок головного обтекателя; 1 – двигательная установка САС; 2 - РДТТ разворота створок обтекателя; 3 – космический корабль "Союз"; 4 - плавающие опоры спускаемого аппарата (фиксируются в аварийной ситуации); 5 - аварийный стык на ГО; 6 - узлы разворота створок ГО; 7 – ракетный блок "И"; 8 - разделительный РДТТ; 9 - продольный стык ГО; 10 - решетчатые стабилизаторы САС (при штатном полете прижаты к обтекателю, раскрываются после аварийного отделения уводимой части КГЧ); 11 - поперечный стык КГЧ с РН; 12 - створка ГО.

В штатном режиме полёта сначала уводится РДТТ САС (схема б), затем подаются команды на разделение створок ГО и включение РДТТ разворота створок обтекателя. При определённых углах разворота срабатывают замки крепления створок ГО к переходному отсеку и створки ГО отталкиваются с помощью пружинных толкателей. Если ГО имеют небольшие габариты и массу, то раскрытие створок может происходить с помощью пружинных или пневматических толкателей (на схеме не показаны). Для ГО больших габаритов и массы могут использоваться одновременно и РДТТ разворота створок, и пружинные или пневматические толкатели.

Рис. 11.20. Схема сброса головного обтекателя РКН «Союз» [20]