Б10.2 Системы крепления и разделения составных частей ракеты-носителя
На рисунке Б10.2 представлены принятые схемы крепления и разделения ракетных блоков, головного обтекателя и космического аппарата.
На этом рисунке введены следующие обозначения: 1, 2 – тормозные ракетные двигатели твердого топлива; 3 – пирозамки систем крепления и разделения РБ; 4 – плоскость расположения элементов системы крепления и разделения головного обтекателя по продольному стыку (включая замки, тяги и толкатели); 5 – пирозамки системы крепления и разделения КА; 6 - пружинные толкатели системы крепления и разделения КА; 7 – пирозамки крепления и разделения головного обтекателя.
Системы крепления и разделения ракетных блоков
Крепление и разделение ракетных блоков осуществляется пирозамками. Торможение отработавших ракетных блоков осуществляется с помощью твердотопливных ракетных двигателей.
Система крепления и разделения головного обтекателя
Крепление и разделение головного обтекателя (ГО) осуществляется замками продольного и поперечного стыка. В случае штатного режима полета ракеты-носителя срабатывают вспомогательные двигатели системы аварийного спасения и уводят основной ракетный блок системы аварийного спасения от головного обтекателя. Сброс головного обтекателя осуществляется на участке полета второй ступени. При раскрытии замков продольного и поперечного стыка обтекатель делится на две части, которые отбрасываются от ракеты-носителя специальными толкателями.
Система крепления и отделения КА
Крепление и отделение пилотируемого КА осуществляется пирозамками и пружинными толкателями.
Б11 конструкция и функционирование ракеты б11.1 Конструкция ракеты-носителя
На рисунке Б11.1 представлены основные (крупные) составные части ракеты-носителя.
1 – первый РБ; 2 – второй РБ; 3 – третий РБ;
4 - космическая головная часть
Рисунок Б11.1 - Состав ракеты-носителя
В проектируемой РН используется трехступенчатая схема последовательного соединения ракетных блоков «тандем». Ракетные блоки имеют цилиндрические формы одинакового диаметра. Головной обтекатель состоит их двух створок, каждая из которых имеет из цилиндрическую и коническую части. Под головным обтекателем установлена полезная нагрузка (пилотируемый КА).
Конструкция ракетного блока первой ступени включает следующие отсеки и элементы:
1. Хвостовой отсек (ХО), включающий в себя:
- цилиндрическую обечайку, подкрепленную силовым набором стрингеров и шпангоутов;
- жидкостный ракетный двигатель РД-191, который крепится к шпангоутам и обечайке хвостового отсека с помощью специальной рамы;
- четыре тормозных ракетных двигателя на твердом топливе (РДТТ);
- элементы ПГС и других бортовых систем.
2. Бак горючего (керосин), включающий в себя:
- цилиндрическую обечайку;
- два днища в форме сферических сегментов;
- два стыковых шпангоута;
- тоннельный трубопровод.
3. Межбаковый отсек, включающий в себя цилиндрическую обечайку, подкрепленную силовым набором стрингеров и шпангоутов (в межбаковом отсеке размещены приборные блоки первой ступени ракеты-носителя).
4. Бак окислителя (жидкий кислород), состоящий из цилиндрической обечайки и двух днищ в форме сферических сегментов, а также двух подкрепляющих шпангоутов.
5. Переходный отсек, состоящий из цилиндрической обечайки, подкрепленной силовым набором стрингеров и шпангоутов.
Конструкция ракетного блока второй ступени включает следующие отсеки и элементы:
1. Хвостовой отсек, включающий в себя:
- цилиндрическую обечайку, подкрепленную силовым набором стрингеров и шпангоутов;
- жидкостный ракетный двигатель РД-0132, который крепится к шпангоуту обечайки хвостового отсека с помощью специальной рамы;
- четыре тормозных РДТТ;
- два рулевых двигателя;
- элементы ПГС и других бортовых систем.
2. Бак горючего (жидкий водород), состоящий из цилиндрической обечайки и двух днищ в форме сферических сегментов, а также двух подкрепляющих шпангоутов и тоннельного трубопровода (на внешней поверхности бака нанесена теплоизоляция).
3. Межбаковый отсек, состоящий из цилиндрической обечайки, подкрепленной силовым набором стрингеров и шпангоутов (в межбаковом отсеке размещены приборные блоки второй ступени ракеты-носителя).
4. Бак окислителя (жидкий кислород), состоящий из цилиндрической обечайки и двух днищ в форме сферических сегментов, а также двух подкрепляющих шпангоутов.
5. Переходный отсек, состоящий из цилиндрической обечайки, подкрепленной силовым набором стрингеров и шпангоутов.
Конструкция ракетного блока третьей ступени включает следующие отсеки и элементы:
1. Хвостовой отсек, состоящий из цилиндрической обечайки, подкрепленной силовым набором стрингеров и шпангоутов.
2. Бак окислителя (жидкий кислород) кольцевой формы, состоящий из двух цилиндрических обечаек (большого диаметра и малого диаметра), двух днищ, имеющих формы части тора, а также четырех подкрепляющих шпангоутов.
3. Жидкостный ракетный двигатель РД-0132, закрепленный на специальной раме, которая крепится к шпангоуту обечайки хвостового отсека.
4. Два рулевых двигателя, установленые на внешней поверхности межбакового отсека.
5. Межбаковый отсек, состоящий из цилиндрической обечайки, подкрепленной силовым набором стрингеров и шпангоутов (в межбаковом отсеке размещены элементы ПГС и других бортовых систем третьей ступени ракеты-носителя).
6. Бак горючего (жидкий водород), состоящий из цилиндрической обечайки и двух днищ в форме сферических сегментов, а также двух подкрепляющих шпангоутов и тоннельного трубопровода (на внешней поверхности бака нанесена теплоизоляция).
7. Приборный отсек, состоящий из цилиндрической обечайки, подкрепленной силовым набором стрингеров и шпангоутов, специальных стенок для крепления приборов (в приборном отсеке установлены приборы, необходимые для обеспечения полета ракеты-носителя и, в частности, полета третьей ступени.
8. Переходный отсек, состоящий из конической обечайки, подкрепленной силовым набором стрингеров и шпангоутов, верхнего стыкового шпангоута, на котором имеются места установки и крепления космического аппарата и головного обтекателя.
Конструкция головного обтекателя включает следующие отсеки и элементы:
1. Две створки головного обтекателя, состоящие (каждая) из двух цилиндрических и двух конических обечаек, подкрепленных набором стрингеров и шпангоутов.
2. Два решетчатых стабилизатора, которые установлены на внешней поверхности обечаек головного обтекателя и раскрываются при аварийной ситуации.
3. Твердотопливный ракетный двигатель системы аварийного спасения, установленный на верхнем шпангоуте конической части собранного головного обтекателя.
Б11.2 Функционирование ракеты-носителя в полёте
Функционирование ракеты-носителя на стартовой площадке
На стартовой площадке перед пуском ракеты-носителя проводится диагностирование работы маршевого ракетного двигателя и бортовых систем. В случае штатной работы выдается команда на пуск, производится запуск двигателя и разрыв всех механических (элементов крепления ракеты к стартовому столу), электрических, гидравлических и пневматических связей, и ракета переходит на автономную работу.
Функционирование ракеты-носителя на этапе полета первой ступени
1. Управление по всем трем углам ориентации осуществляется маршевыми двигателями при помощи специальной подвесной системы, благодаря которой двигатели способны отклоняться в двух взаимно перпендикулярных плоскостях на углы до 7 градусов.
2. Осуществляется выключение двигателей ракетного блока первой ступени.
3. Производится отделение ракетного блока первой ступени по холодной схеме:
- по окончании работы двигателей с помощью пирозамков производится разрыв механической связи между ракетными блоками;
- включаются в работу четыре тормозных ракетных двигателя твердого топлива (РДТТ), установленных на отделяемом ракетном блоке, и тем самым производится торможение ракетного блока нижней ступени.
Функционирование ракеты-носителя на этапе полета второй ступени
1. Запускается маршевый двигатель ракетного блока 2-й ступени.
2. Осуществляется управление по углам тангажа и рысканья маршевым двигателем при помощи специальной подвесной системы, благодаря которой двигатель способен отклоняться в двух взаимно перпендикулярных плоскостях на углы до 7 градусов.
3. Управление по углу крена осуществляется двумя рулевыми двигателями.
4. Производится сброс головного обтекателя:
- с помощью пирозамков производится разрыв механической связи между головным обтекателем и основным ракетным блоком системы аварийного спасения;
- включается вспомогательный ракетный двигатель системы аварийного спасения, который производит увод основного ракетного блока системы аварийного спасения от ракеты-носителя;
- с помощью замков продольного стыка производится разрыв механической связи между двумя створками головного обтекателя, а с помощью замков поперечного стыка производится разрыв механической связи между створками головного обтекателя и опорным шпангоутом перходного отсека;
- с помощью толкателей производится раскрытие и сброс створок головного обтекателя.
5. Осуществляется выключение двигателей ракетного блока второй ступени и его отделение и торможение по той же схеме, что и отделение ракетного блока первой ступени.
Функционирование ракеты-носителя на этапе полета третьей ступени
1. Запускается маршевый двигатель ракетного блока третьей ступени.
2. Управление по углам тангажа и рысканья осуществляется маршевым двигателем при помощи специальной подвесной системы, благодаря которой двигатель способен отклоняться в двух взаимно перпендикулярных плоскостях на углы до 7 градусов.
3. Управление по углу крена осуществляется двумя рулевыми двигателями.
4. В конце активного участка траектории маршевый двигатель третьей ступени выключается, одновременно с этим включаются рулевые двигатели, которые обеспечивают точность выведения КА как по скорости, так и по траектории.
5. Осуществляется отсечка рулевых двигателей.
6. С помощью пирозамков разрываются механические связи между космическим аппаратом и опорным шпангоутом переходного отсека ракеты-носителя и производится отделение пилотируемого КА с помощью пружинных толкателей по специальной безударной схеме.
Функционирование ракеты-носителя в случае возникновения аварийной ситуации до отделения головного обтекателя
1. Вводится в действие система аварийного спасения.
2. С помощью пирозамков производится разрыв механической связи между частью головного обтекателя, которая должна быть уведена от ракеты, и частью головного обтекателя, которая остается на ракете.
3. С помощью пирозамков производится разрыв механической связи между спасаемой частью космического аппарата, которая должна быть уведена от ракеты, и остающейся на ракете частью космического аппарата.
4. Включается основной ракетный двигатель системы аварийного спасения и производится увод части головного обтекателя со спасаемой частью космического аппарата из опасной зоны.
5. С помощью пирозамков разрываются механические связи между головным обтекателем и спасаемой частью космического аппарата.
6. Включается вспомогательный ракетный двигатель системы аварийного спасения, который уводит части головного обтекателя от спасаемой части космического аппарата.
7. Производится приземление (парашютирование) пилотируемого КА по штатной схеме.
Функционирование ракеты-носителя в случае возникновения аварийной ситуации после отделения головного обтекателя
1. Выключается двигатель ракетного блока третьей ступени (если это возможно).
2. С помощью пирозамков разрываются механические связи между космическим аппаратом и опорным шпангоутом переходного отсека ракеты-носителя и производится отделение пилотируемого КА с помощью пружинных толкателей по специальной безударной схеме.
3. При необходимости (если двигатели ракетного блока не прекратили работу) включаются двигатели космического аппарата для увода его от аварийной ракеты.
4. Осуществляется приземление по схеме, похожей на штатную.