Ракета-носій

1. Ракета-носій, що містить багатоступеневий центральний блок та периферійні блоки, яка відрізняється тим, що верхні ступені ракети-носія розташовані під кутом в площині симетрії ракетиносія в бік позитивного кута атаки в польоті, а конструкція ракети-носія виконана несиметричною у поперечному перерізі таким чином, щоб силовий набір був розташований лише в зоні стиснення конструкції. 2. Ракета-носій за п. 1, яка відрізняється тим, що периферійні блоки ракети-носія розташовані під кутом до першого ступеня центрального блока ракети-носія в площині симетрії ракети-носія. 3. Ракета-носій за п. 1, яка відрізняється тим, що периферійні блоки ракети-носія розташовані із зміщенням відносно першого ступеня центрального блока паралельно площині симетрії ракетиносія у бік кута розташування верхніх ступенів ракети-носія відносно першого ступеня центрального блока ракети-носія. UA (21) a200705256 (22) 14.05.2007 (24) 25.12.2008 (46) 25.12.2008, Бюл.№ 24, 2008 р. (72) КОВАЛЬОВ БОРИС ОЛЕКСАНДРОВИЧ, UA, КОВАЛЬОВ ПАВЛО БОРИСОВИЧ, U A (73) КОВАЛЬОВ БОРИС ОЛЕКСАНДРОВИЧ, UA, КОВАЛЬОВ ПАВЛО БОРИСОВИЧ, U A (56) JP 03274399 A, F42B10/42, B64C1/00, B64G1/00, F42B17/00, F42B19/00, публ. 05.12.1991. JP, заявка №04121600 A, F42B10/66, B64G1/00, F02K9/88, публ. 22.04.1992. RU, патент №2068378 C1, B64G1/00, публ. 27.10.1996. UA, патент №50661 A, B64G 1/00, F42B 15/00, публ. 15.10.2002. UA, патент №9454 U, B64G1/00, F42B15/00, публ. 15.09.2005. US, патент №6036144, B64G1/40, F42B15/10, F02K9/28, F02K9/00, публ. 14.03.2000. C2 2 (19) 1 3 85127 конструкція працює ліпше при розтяганні, ніж при стисненні. З огляду на це, оболонки підкріплюються поздовжнім силовим набором. При стохастичному навантаженні перемінного знаку такий силовий набір виготовляється однаковим по всій внутрішній поверхні оболонки корпусу ракети-носія в окружному напрямку. В патенті США 6036144 [4], МПК B64G1/40, F42B15/10, зниження маси конструкції досягається за рахунок максимальної її інтегрованості та використання уніфікованих конструктивних елементів, що мають також властивості трансформування. Така уніфікація тим паче передбачає створення конструкцій, що мають симетричне, тобто рівномірне по колу, силове підкріплення оболонок корпусу. Цієї же цілі прагне конструкція ракети-носія "пакетної" схеми за патентом України 9454 [5], МПК B64G1/00, F42B 15/00. Найближчою до запропонованого по технічному рішенню є ракета-носій пакетної схеми, що описана у патенті України 50661 А [6], МПК B64G1/00, F42B 15/00, яка обрана у якості прототипу. Багатоступенева ракета-носій за цим патентом містить центральний і периферійні блоки першого і др угого ступеня, які складаються з баків з компонентами палива і маршової та рульової рушійних установок, міжступеневий перехідний відсік, корисне навантаження, міжблочні вузли зв'язку і опори стояння. Недоліком такого технічного рішення є відносно невисока масова віддача. В ньому питома вага поздовжнього силового набору з урахуванням додаткового оптимального підкріплення його шпангоутами може сягати 45% маси оболонки, що підкріплюється (див. [7], с. 65-86). Отже, маса силового набору майже дорівнює масі гладкої оболонки. Втім, самі оболонки відсіків становлять лише 65-70% від маси конструкції ракети-носія. З огляду на цей факт вплив маси силового набору на енергетичні можливості ракетносіїв може доходити до 30%. Таким чином, конструкція прототипу має зайве поздовжнє підсилення з огляду на вірогідність стабілізаційних коливань ракети-носія змінного знаку, яка в розрахунки навантаження-міцності конструкції закладається як детермінована розрахункова величина із певним рівнем надійності. Винахід базується на тому факті, що не менш вагомою та значущою для поперечного навантаження є відстань між центром мас та центром аеродинамічного тиску ракети-носія, яку можна простежити у математичній залежності величини аеродинамічного моменту M~q*Sm*c yα *α*(xm-xd) у якій q швидкісний напір Sm площа поперечного перетину ракети-носія cyα похідна підйомної сили по куту атаки а кут атаки xm поздовжня координата центру мас ракетиносія xd поздовжня координата центру аеродинамічного тиску Інакше: знизити поперечне навантаження на корпус ракети-носія не менш ефективно можливо 4 також за рахунок зменшення відстані між центром мас та центром аеродинамічного тиску ракетиносія. Це співвідношення демонструє ефективність реалізації так званого "нейтрального" кута атаки, або кута атаки, при якому момент аеродинамічних сил, що діють на ракету-носій, прагне до нуля при ненульовому куті атаки елементів корпусу, тобто підйомна сила буде піднімати траєкторію ракетиносія, а балочного моменту на її корпусі не з'явиться. Не буде також потреби у постійному динамічному утриманні ракети-носіяна траєкторії польоту за допомогою спеціальних органів керування (поворотних рушіїв, камер, тощо), котре саме й спричиняє додаткове поперечне навантаження на корпус ракети-носія. В основу винаходу поставлена задача удосконалення конструкції ракети-носія таким чином, щоб зменшити відстань між центром мас та центром тиску ракети-носія за рахунок іншого взаємного розташування елементів та форми виконання ракети-носія в цілому, а саме - розташування ступенів (головного блоку) ракети-носія під кутом в площині симетрії ракетиносія в бік позитивного кута атаки в польоті, - виконання конструкції ракети-носія несиметричною у поперечному перетині таким чином, щоб поздовжній силовий набір був розташований лише в зоні стиснення конструкції, - розташування периферійних блоків ракетиносія під кутом до першого ступеня центрального блока ракети-носія в площині симетрії ракетиносія, - розташування периферійних блоків ракетиносія із зміщенням відносно центрального блока паралельно площині симетрії ракети-носія у бік кута розташування верхніх ступенів (головного блоку) ракети-носія відносно першого ступеня центрального блока ракети-носія. Поставлена задача вирішується таким чином, що в запропонованій ракеті-носії верхні ступені (головний блок) ракети-носія розташовуються на першому ступені центрального блока ракети-носія під кутом в площині симетрії ракети-носія, конструкція ракети-носія виконується несиметричною у поперечному перетині таким чином, щоб поздовжній силовий набір був розташований лише в зоні стиснення, причому периферійні блоки ракетиносія розташовуються під кутом до першого ступеня центрального блока ракети-носія, а також із зміщенням відносно центрального блока паралельно площині симетрії ракети-носія та у бік кута розташування верхніх ступенів (головного блоку) ракети-носія відносно першого ступеня центрального блока ракети-носія. Для пояснення запропонованої конструкції ракети-носія додаються креслення та її детальний опис. На кресленнях зображено: На Фіг.1 - Загальний вид варіанту ракети-носія за схемою винаходу; На Фіг.2 - Силова схема одного з паливних відсіків ракети-носія за схемою винаходу (перетин А-А Фі г.1). 5 85127 Ракета-носій згідно до винаходу складається з головного блока 1, відсіку приладів 2 верхнього ступеня 3, міжступеневого відсіку 4, центрального блоку 5 та периферійних блоків 6. На Фіг.1 надано загальний вид ракети-носія за схемою винаходу, на котрому показано відхилення поздовжньої осі верхнього ступеню 2 ракети-носія від поздовжньої осі першого ступеня центрального блоку 5 на кут ε. Водночас периферійні блоки 6 розташовані під кутом η до першого ступеня центрального блока 5 ракети-носія, а також, як варіант, із зміщенням відносно того ж до першого ступеня центрального блока 5. При такому взаємному розташуванні ступенів ракети-носія на неї буде діяти поперечне навантаження одного знаку, яке буде вигинати ракетуносій у бік кута атаки, який завжди буде позитивним при коректному стабільному польоті за допомогою органів керування ракети-носія. На Фіг.2 наведена силова схема одного з відсіків ракети-носія за схемою винаходу, наприклад, паливного, у поперечному перетині. Силовий набір Комп’ютерна в ерстка В. Клюкін 6 7 розташовано лише в зоні стиснення з максимальними рівнями навантаження, що позначена знаком "мінус". Після відділення периферійних блоків 6 ракети-носія подальший політ здійснюється в звичайному режимі при значно нижчих та постійно спадаючих рівнях швидкісного напору, що далі не визначатиме високих поперечних навантажень. Джерела інформації: 1. International Reference Guide to Space Launch Systems, Second edition, 1991, ISBN 156347-129-9. 2. Патент США 5529264 від 25.06.1996р. 3. Остославский И.В., Стражева И.В. Динамика полета. Траектории летательных аппаратов. М., Машиностроение, 1969. 4. Патент США 6036144, від 14.03.2000. 5. Патент України 9454, від 15.09.2005. 6. Патент України 50661 А, від 15.10.2002. 7. Ліннік А.К. Конструювання корпусів рідкопаливних балістичних ракет. Дніпропетровськ, видавництво ДДУ, 1994 рік. Підписне Тираж 28 прим. Міністерство осв іт и і науки України Держав ний департамент інтелектуальної в ласності, вул. Урицького, 45, м. Київ , МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислов ої в ласності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601