СПОСОБ ПОЛУЧЕНИЯ ДОПОЛНИТЕЛЬНОГО ИМПУЛЬСА ТЯГИ  РАКЕТЫ И МЕЖСТУПЕНЧАТЫЙ УСКОРИТЕЛЬ ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ

 

ОПИСАНИЕ

       Данное изобретение предназначено для многоступенчатых ракет-носителей различного назначения с различными типами силовых установок. Область применения охватывает ракеты, как научно-технического, так и военного применения, с любыми типами реактивных силовых установок. Данный принцип полета и устройство могут иметь применение на всех этапах полета – при отделении ступеней ракет, стартовых ускорителей и для дополнительного ускорения головной космической части. Заявлен принципиально новый способ разделения ступеней ракет с последующим использованием кинетической энергии отделяемой ступени.

       Существующие системы и способы полета многоступенчатых ракет основаны на простом принципе уменьшения общей массы ракеты путем поэтапного сброса ее частей (ступеней) с пустыми баками и отработавшими ресурс двигателями. При этом имеющаяся кинетическая энергия отделяемой ступени теряется впустую: За счет этой энергии отработанная ступень по инерции продолжает полет по баллистической траектории до полной потери скорости и последующего падения на землю. Таким образом, значительная часть топлива ракеты тратится впустую – на разгон массивной конструкции ступени, которая после отделения (отстыковки) никак не используется.
       Известен способ отделения отработавших частей ракеты по патенту RU2281234.  Устройство разделения в ней выполнено в виде нескольких пиропатронов. Для уменьшения разлета осколков применяется мембрана отражатель.
Недостатки: При срабатывании пиропатронов образуется резкая ударная нагрузка, и значительный разлет осколков, которые могут повредить ракету. Кроме того, при применении пиропатнонов имеет место задымление, которое может вывести из строя  линзы оптических
систем ракеты.
       Известен патент RU2291820 на пиротехнический толкатель для отделения створок головного обтекателя – это поршень в цилиндре, который просто раскрывает створки ГО в стороны перед их сбрасыванием. Толкатель обеспечивает сравнительно плавное раскрывание отделяемых створок, отсутствие осколков и задымления, которые могут повредить ракету.
Недостатки: большой вес и сложность конструкции, низкая надежность за счет необходимости применения нескольких разрозненных устройств, которые должны срабатывать строго одновременно.
       Известны патенты RU2441823, RU2455205 на устройство для разделения элементов конструкции, выполненных в виде пиропатронов с толкателем. В этой конструкции имеются все вышеперечисленные недостатки.
       Известен патент US6622971. Изобретение относится к конструкции соединения разделяемых в полете частей. Данный способ основан на конструкции, в которой предлагается выполнять соединения частей оболочки ракеты в виде шнуровки прочным жгутом, пропущенн
ым через шкивы на обеих разделяемых частях (это такой де принцип соединения, как в шнурках ботинка). Для разделения частей и их сброса достаточно разрезать шнуровку (например, несколькими пиропатронами).
Результатом является– низкая стоимость и высокая прилегаемость частей конструкции. Т.к. шнуровка обеспечивает более плотное прилегание и отсутствие зазоров.
Недостатки: При разделении и сбросе элементов оболочки ракеты (например, головного обтекателя) разлетаются обрывки шнуровки, которые могут зацепиться за элементы конструкции. Высокая зависимость от климатических условий, т.к. шнуровка может намокать или покрываться льдом. Снижение надежности, т.к. для нормальной работы устройства необходимо наличие множества пиропатронов, которые должны сработать строго одновременно и обеспечивать одновременный многократный разрыв шнура.
       Известен патент RU2455204 на способ разделения ступеней ракеты-носителя пакетной схемы, характеризующийся тем, что в расчетный момент времени разрываются нижние узлы связи, которые разворачивают первую ступень вокруг верхних узлов связи за счет силы тяги двигателей первой ступени. Затем разрывается верхний узел связи и производится отвод передней части первой ступени от второй ступени. Устройство отличается  тем, что угол и скорость поворота первой ступени относительно верхнего узла связи регулируются углом поворота сопел двигателей первой ступени; а разрыв верхнего узла связи производят в момент, когда ускорение первой ступени становится равным ускорению второй ступени, после чего происходит отвод передней части первой ступени от второй ступени с помощью отталкивающей силы. Эта сила незначительна, не влияет на импульс тяги отбрасываемой ступени и предназначена для отклонения отделяемых частей от траектории ракеты, чтобы устранить возможность столкновения (касания) отделившихся частей и корпуса ракеты.
       Способ основан на обычном сбрасывании боковой отработанной ступени, которая отделяется и  просто падает вниз, немного отклоняясь вбок под действием реактивной струи работающего двигателя следующей ступени, расположенной в центральной части (ракета-носитель со ступенями пакетнoй компоновки типа  РН«Союз»).
Это решение принято за прототип.
       Все вышеперечисленные примеры и прототип – это системы пассивного разделения ступеней. Заявленное изобретение не является системой пассивного разделения ступеней, а представляет собой новую систему активного (кинетического) принципа разделения ступе
ней, для реализации которого используется межступенчатый ракетный ускоритель, срабатывающий при разделении ступеней.
 
       Целью данного изобретения является принципиально-новый способ получения дополнительного импульса тяги при полете ракет путем преобразования кинетической энергии отработанной ступени в дополнительный импульс тяги, повышающий эффективность полета ракеты. Данный способ реализован в виде устройства межступенчатого ускорителя, которое позволяет использовать кинетическую энергию отработанных (отделяемых) ступеней, преобразовывая ее в дополнительный импульс тяги ракеты. Применение данного изобретения повышает коэффициент полезного действия (КПД) силовой установки, значительно улучшает летные баллистические характеристики ракеты, значительно снижая ее вес и габариты.  Это, в свою очередь, положительно влияет на надежность и основные экономические показатели (т.е. ракета становится дешевле в изготовлении, надежнее в эксплуатации, и эффективнее в полете). Заявляемое изобретение имеет максимально высокое научно-техническое значение, поскольку описывает новый, более эффективный способ полета многоступенчатых ракет.    

       Техническим результатом изобретения является относительная простота конструкции, увеличение надежности, уменьшение ударной нагрузки при разделении  ступеней, полное отсутствие осколков, быстрый отвод отделяемой ступени на безопасное расстояние, и создание дополнительного мощного импульса тяги (ускорения). Это приводит к экономии топлива, уменьшению веса конструкции, снижению стоимости ракеты и значительному повышению эффективности ее силовой установки.
       Кроме того, описываемое устройство может быть размещено как на новых, так и на уже существующих ракетах-носителях путем их незначительной модернизации (дооснащения). При этом для модернизации ракет не требуется каких-либо существенных изменений конструкции – устройство размещается в имеющиеся межступенчатые технологические проемы. Применение данного изобретения позволяет очень быстро нарастить мощность и эффективность практически всех уже существующих ракет-носителей, что имеет важное стратегическое значение, например, для повышения военного потенциала страны.
       Применение данног
о изобретения позволяет не только оперативно повысить КПД (эффективность) уже существующих ракетно-космических систем, но и создать принципиально-новую ракету нового поколения с более компактной и значительно более эффективной силовой установкой.

       Указанный  научно-технический результат достигается за счет того, что способ получения дополнительного импульса тяги  ракеты,  заключающийся в применении преобразователей кинетической энергии отделяемой отработанной ступени в дополнительный импульс тяги и ускорение головной части ракеты, продолжающей полет, отличающийся тем, что отделяемая часть ракеты или отработанная ступень помимо отсоединия отталкивается (катапультируется) в направлении, противоположном движению, передавая, таким образом, кинетическую энергию и дополнительный импульс тяги от отработанной ступени к головной части ракеты продолжающей полет.
       Межступенчатый ракетный ускоритель, содержащий пиропаторны с электродетонаторами, отличающийся тем, что состоит из нескольких стволов, в каждом из которых имеется пиропатрон с электродетонатором, причем в каждый ствол заложены шток-толкатель с амортизатором для смягчения удара при срабатывании пиропатрона, отталкивающий отделяемую часть (ступень) ракеты в направлении, противоположном направлению полета ракеты.
По второму варианту межступенчатый ракетный ускоритель, содержащий пиропаторны с электродетонаторами, штоки-толкатели, вставленные в направляющие стволы с пиропатронами, соединенные с отделяемыми боковыми ступенями или стартовыми ускорителями ракеты, отличающейся тем, что состоит из не менее чем двух стволов, каждый из которых закреплен на ускорителе или боковой ступени ракеты, в каждом из стволов имеется пиропатрон с электродетонатором, причем в каждый ствол заложен шток-толкатель с амортизатором, с функцией смягчения удара при срабатывании пиропатрона и плавного разгона отделяемой ступени до нужной скорости.

       Увеличение надежности работы ускорителей обеспечивается за счет многократного дублирования пиропатронов (например, в каждом ускорителе может быть использовано от 6 стволов и более).
Уменьшение ударной нагрузки достигается за счет плавного разгона отделяемой ступени при помощи направляющих стволов, и амортизаторов, размещенных на концах штоков-толкателей.
Полное отсутствие осколков при срабатывании пиропатронов обеспечивается за счет отсутствия разрушаемых  частей.
В целом межступенчатый ускоритель обеспечивает не только быстрый отвод отделяемой ступени на безопасное расстояние, но и создание дополнительного мощного импульса тяги (ускорения) ракеты.
Дополнительный импульс тяги при разделении ступеней приводит к экономии топлива, уменьшению общего веса конструкции, снижению себестоимости ракеты и значительному повышению эффективности ее силовой установки.

       Краткое описание чертежей


На Фиг.1 показана принципиальная схема трех этапов отделения отработанной ступени ракеты при использовании межступенчатого ускорителя, где 1 – передняя часть ракеты,  2 – импульсная часть ускорителя,  3 – пиропатрон, 4– отделяемая ступень, 5– двигатель отделяемой ступени, (а – первый этап завершение работы первой ступени; б – второй этап отбрасывания отработанной ступени назад; в – третий этап включение двигателя второй ступени).
На Фиг.2 показана схема продольного ускорителя, где 6- основание второй ступени ракеты, 7- амортизаторы, 8 - шток, 9 - основание первой ступени ракеты.
На Фиг.3 показана конструкция межступенчатых ракетных ускорителей, где 10 - головная часть и грузовой отсек ракеты-носителя, 11 - разгонный блок, 12 - межступенчатый ускоритель головной части, 13 - вторая ступень ракеты, 14 - межступенчатый ускоритель второй ступени, 15 - первая ступень ракеты, 16 - стартовые ускорители.

       Осуществление изобретения


       Представим двухступенчатую ракету, которая движется со скоростью V1 по прямой траектории (Фиг.1). Масса ракеты состоит из суммы масс двух ее частей (масс ступеней)  M = M1 + M2. Общий импульс движения (количество движения) на данном этапе полета будет:  P = (M1 + M2) V1
       Если отработанная ступень просто отсоединится на определенном этапе полета (как это происходит во всех современных ракетах), то импульс движения уменьшится на величину отсоединившейся массы, т.е. передняя часть, продолжающая движение, будет иметь импульс P1 = M1V1 . Схематически это показано на Фиг.1(а).
     
  Отработанная ступень в момент отсоединения будет иметь собственный импульс движения Р2 = M2V2  , где в начальный момент отсоединения ступеней их скорости равны V1=V2.. Таким образом, отделяемая ступень оставляет на себе часть общей кинетической энергии и продолжает полет по инерции, расходуя эту энергию впустую. Такое применение кинетической энергии отработанной ступени весьма расточительно, поскольку для ее создания (разгона массы конструкции отделившейся ступени) на предшествующем этапе полета было израсходовано дополнительное топливо. То есть при обычном (пассивном) отделении отработанных ступеней ракет значительная часть топлива расходуется на разгон и увеличение кинетической энергии массы конструкции отделяемой ступени. Эта приобретенная кинетическая энергия после отделения ступени никак не используется и полностью пропадает.
Если сделать так, что отработанная ступень не просто отделится от головной части ракеты, а с силой оттолкнет (катапультирует) ее вперед, например, при помощи специального пиротехнического толкателя, то будет наблюдаться следующее явление:
       К импульсу движения, который имела передняя часть ракеты в момент отделения (M1V1), добавляется импульс отделяемой ступени (М2V2), т.е. суммарный импульс движения будет      P суммарный = M1V1 + M2V2
       Схематически это показано на Фиг.1(б).
       В качестве дополнительного пояснительного примера можно рассмотреть явление отдачи при стрельбе из ружья, где сила отдачи направлена в сторону, противоположную направлению пули, и зависит от  скорости и массы вылетаемого из ствола снаряда (пули). В этом примере пуля, имеющая небольшую массу, создает значительную силу отдачи за счет разгона в стволе до очень большой скорости.
Следует отметить, что прирост импульса движения может быть очень значительный, т.к. в реальной ракете масса отделяемой ступени всегда значительно больше массы части ракеты, продолжающей полет.
       Отсюда следует, что, если отработанную ступень ракеты не просто отделить от ракеты, а оттолкнуть в направлении противоположном движению, то вся кинетическая энергия этой ступени за счет силы отдачи (как в примере со стрельбой из ружья) передается передней части ракеты, продолжающей полет в заданном направлении. Если точно рассчитать силу отталкивания (в зависимости от скорости полета и массы отделяемой ступени), то можно добиться того, что отделенная ступень остановится в воздухе (V2 = 0), а вся ее кинетическая энергия полностью перейдет в дополнительную энергию движения передней части ракеты. А если использовать более мощное ускорительное устройство, которое «выстрелит» с большой скоростью отработанной ступенью в направлении, противоположном движению ракеты, то кинетическая энергия головной части ракеты значительно возрастет. Максимальная скорость выстреливания (катапультирования) отработанной ступени ограничивается лишь прочностными характеристиками ракеты и ее способностью выдерживать перегрузки. Чтобы снизить перегрузки, сделать разгон (ускорение) более плавным, и добиться максимального дополнительного импульса тяги в конструкции используются межступенчатые ускорители с амортизатором, встроенным в шток-толкатель (который гасит ударные нагрузки при срабатывании пиропатронов), и относительно длинные направляющие стволы, в которых происходит разгон отделяемой части ракеты до максимальной скорости так же, как происходит разгон пули в стволе ружья. Если отработанную ступень в момент отделения разогнать до максимально возможной скорости (которая ограничивается только прочностными характеристиками ракеты), то можно получить значительный прирост импульса тяги за счет силы отдачи, образующейся при катапультировании отработанной ступени.
Таким образом, если мы используем более мощное межступенчатое устройство (отталкиватель, ускоритель), то можно добиться максимального дополнительного эффекта увеличения импульса тяги, когда отделяемая ступень не просто на мгновение остановится в пространстве, а полетит в обратном направлении. В этом случае головная часть ракеты получит энергию, значительно превышающую суммарную энергию двух частей, которая была до момента разделения. Т.е. при использовании достаточно мощного отталкивающего устройства можно добиться не только сохранения суммарной энергии всех ступеней, которая была до момента разделения, но и значительно увеличить эту энергию. Фактически заявляемое устройство (межступенчатый ускоритель) – это принципиально новый дополнительный двигатель ракеты, использующий принцип увеличения импульса движения, который ранее не применялся. При отталкивании отработанной ступени будет наблюдаться эффект реактивного движения, где «рабочим телом» послужит масса отработанной ступени. При этом, чем больше скорость отталкивания и чем больше масса отталкиваемого тела, тем больше появится дополнительной энергии, преобразуемой в дополнительный импульс движения передней части ракеты. Таким образом, описываемый межступенчатый ускоритель позволяет не только сохранить, но и значительно увеличить суммарный импульс движения ракеты при отделении отработанной ступени.
       В данном изобретении реализован принципиально-новый способ полета многоступенчатых ракет, который состоит из следующих трех этапов (Фиг.1):
Этап I: После того, как топливо первой ступени полностью израсходовано, включается межступенчатый ускоритель (Фиг.1(а)).
Этап II: В момент разделения межступенчатый ускоритель отталкивает переднюю часть ракеты от массивной отработанной ступени. При этом часть ракеты, продолжающая полет, получает дополнительный импульс движения и дополнительную энергию, значительно превышающую кинетическую энергию отделяемой ступени (Фиг.1(б)).
Этап III: На последующем этапе полета отделившаяся передняя ракеты часть включает собственные двигатели и продолжает полет в обычном режиме (Фиг.1(в)).

       Главное преимущество данного изобретения в том, что найден сравнительно простой и эффективный способ значительного повышения КПД (коэффициента полезного действия) практически всех современных многоступенчатых ракет путем применения межступенчатых ускорителей, которые используют кинетическую энергию отработанных ступеней для получения дополнительного импульса тяги.  По сути, межступенчатый ускоритель – это легкий и компактный дополнительный двигатель, применение которого позволит снизить габариты и вес многоступенчатых ракет на 20-30% по сравнению с ракетами, не имеющими таких устройств. Например, если трехступенчатая ракета-носитель «Союз» имеет длину около 50 м, то трехступечатая ракета нового поколения с применением межступенчатых ускорителей может иметь длину около 35 м, при одинаковых летных характеристиках.  Столь значительное снижение габаритов ракеты достигается как за счет применения межступенчатых ускорителей и увеличения числа ступеней, так и за счет  резкого уменьшения запасов топлива, которые тратятся впустую и ракета возит сама себя. Использование заявляемого устройства снижает общую массу и габариты ракеты в геометрической прогрессии по отношению к снижению массы топлива.
       Главная особенность конструкции межступенчатого ускорителя ракеты в том, что устройство должно иметь с одной стороны достаточно высокую мощность (силу толчка),  а  с  другой стороны мгновенные  ударные нагрузки должны быть минимальными, поскольку резкий силовой удар (взрывного типа) может привести к разрушению некоторых элементов конструкции ракеты.  Поэтому здесь невозможно применение обычных пиротехнических устройств, и требуются устройства более мягкого действия.
       В заявляемом изобретении предлагается простая и надежная конструкция межступенчатого ускорителя, схематически показанная на Фиг.2.
Устройство состоит из нескольких стволов, например 6 – 8 штук, в каждом из которых имеется пиропатрон 3 с электродетонатором. Для уменьшения взрывного удара в каждый ствол заложены амортизаторы 7. Пиропатроны состоят из вещества, обеспечивающего относительно «мягкий взрыв» (т.е. сравнительно плавную постепенную детонацию), что достигается, например, использованием в составе взрывной смеси ряда «замедлителей горения» на основе минеральных смол или битума.        

       Для обеспечения равномерности давления в стволах, все стволы соединены синхронизирующим кольцевым газовым каналом. В стволы вставлены штоки 8, закрепленные на отделяемой ступени 9. Таким образом, при подаче электрического импульса в каждом стволе устройства воспламеняется пиропатрон 3, который через амортизатор 7 выталкивает шток 8, отталкивающий отработанную ступень. Применение длинного ствола и амортизатора необходимо для смягчения толчка при взрыве пиропатрона, и плавного разгона штока при его движении внутри ствола. Для повышения надежности, недопущения перекосов и обеспечения одновременного равного выталкивания штоков-толкателей из стволов, для точного выравнивания давления все стволы соединены у основания газовым синхронизирующим каналом (кольцевой трубкой). Такая конструкция позволяет устройству надежно работать даже при сбое режима воспламенения отдельных пиропатронов. Если, вследствие внештатной ситуации, какой-либо пиропатрон не воспламенится вовремя, то синхронизирующий канал (газовая трубка), соединяющая все стволы, равномерно распределит давление между стволами, и обеспечит равную силу выталкивания (ускорение) всех штоков-толкателей, которые, в свою очередь, передают импульс силы (ускорение) отделяемой головной части ракеты.
Межступенчатые ускорители размещаются между всеми ступенями ракеты и включаются в момент отделения отработанных ступеней на всех основных этапах полета.
       В случае применения твердотопливных стартовых ускорителей, размещенных по бокам первой ступени, или  при необходимости дооснащения межступенчатыми ускорителями существующих ракет с пакетной компоновкой ступеней типа «Союз», межступенчатый ускоритель изготавливаются по схеме, показанной на Фиг.3, являющейся вторым вариантом применения заявленного изобретения. В этом случае узел крепления боковых стартовых ускорителей (или боковых ступеней ракет типа «Союз») состоит из двух (или нескольких) стволов с пиропатронами 3, штоками 8 и амортизаторами 7, которые действуют так же, как в описанном выше межступенчатом ускорителе: В данном устройстве два параллельных ствола при помощи пиропатронов 3 выталкивают цилиндрические штоки 8 в направлении, противоположном движению ракеты. Таким образом, передняя часть ракеты отталкивается от массы отделяемой части, получая дополнительный импульс движения.
Заявленный способ получения дополнительного импульса тяги ракет, может быть реализован в различных вариантах с различными конструкциями межступенчатых ускорителей, например, в виде описанных выше пиротехнических устройств (зарядов, размещенных в стволах ускорителя), быстродействующей пневматической или гидравлической системы, механического пружинного механизма и других устройств, обеспечивающих эффективное отталкивание отработанной ступени в направлении, противоположном движению ракеты.

 

РЕФЕРАТ


       Изобретение относится к спасательным системам ракетно-космической техники и предназначено для спасения космических аппаратов различного назначения на старте (как пилотируемые, так и непилотируемые - грузовые) в случае возникновения внештатных ситуаций.
       Техническим результатом заявленного изобретения является то, что для заявленной САС необходимо минимальное дооснащение ракеты носителя, не требующее кардинального изменения технологий; САС обладает лучшей аэродинамикой; САС не увеличивает вес ракеты; имеется возможность спасения не только людей, но и грузов, т.е. использование САС для безопасности запусков непилотируемых аппаратов.
       Указанный технический результат достигается за счет того, что система аварийного спасения, состоящая из двигателей, пиротехнической катапультирующей системы отделения от разгонных модулей ракеты и парашютной системы посадки, отличающаяся тем, что в качестве двигателей системы использованы двигатели разгонного блока головной части ракеты.
       Предпочтительно, катапультирующая система выполнена на базе устройства,  состоящего из нескольких стволов, в каждом из которых имеется пиропатрон с электродетонатором, причем в каждый ствол заложены амортизаторы, имеющие функцию смягчения динамического удара при срабатывании пиропатронов; пиропатроны состоят из вещества, обеспечивающего сравнительно плавную постепенную детонацию; все стволы соединены синхронизирующим кольцевым газовым каналом, выравнивающим давление в стволах; в стволы вставлены штоки, закрепленные на отделяемой ступени.

 


ФОРМУЛА

 

       1. Система аварийного спасения, состоящая из двигателей, пиротехнической катапультирующей системы отделения от рабочих ступеней ракеты и парашютной системы посадки, отличающаяся тем, что в качестве двигателей системы использованы двигатели разгонного блока, расположенные в головной части ракеты.


       2. Система аварийного спасения по п.1 отличающаяся тем, что катапультирующая система выполнена на базе устройства,  состоящего из нескольких стволов, в каждом из которых имеется пиропатрон с электродетонатором, причем в каждый ствол заложены амортизаторы для смягчения динамического удара, образующегося при срабатывании пиропатронов; пиропатроны состоят из вещества, обеспечивающего плавную постепенную детонацию; все стволы соединены синхронизирующим кольцевым газовым каналом, функцией которого является выравнивание давления в стволах; в стволы вставлены штоки, закрепленные на отделяемой  ступени ракеты.