Твердотопливная разгонная двигательная установка

 

Твердотопливная разгонная двигательная установка предназначена для размещения внутри прямоточного воздушно-реактивного двигателя и снабжена хвостовым обтюрирующим отсеком, имеющим диаметр, равный диаметру среза сопла прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Корпус разгонной двигательной установки выполнен цилиндрическим с диаметром, меньшим или равным диаметру канала воздухозаборника. Хвостовой обтюрирующий отсек снабжен аэродинамической юбкой или кожухом, выполненным в виде плунжера, размещенного внутри камеры сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя и перекрывающим сопло. Изобретение направлено на уменьшение массы конструкции твердотопливной разгонной двигательной установки при обеспечении надежности ее выброса после разгона. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании разгонной двигательной установки (РДУ), обеспечивающей разгон летательного аппарата (ЛА), маршевым двигателем которого является прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД), до скорости, обеспечивающей надежный запуск ПВРД.

Известно, что запуск ПВРД возможен только при сообщении начальной скорости снабженному ПВРД летательному аппарату. Поэтому такие ЛА снабжаются сбрасываемыми разгонными двигательными установками (РДУ). Например, в ракете "025" разработки 1953 года в качестве РДУ используется РДТТ [Карпенко А.В. Отечественные тактические ракетные комплексы. Приложение к военно-техническому сборнику "Невский бастион", выпуск 7. - СПб, 1999. С. 9-10]. Размещение данного РДТТ позади ракеты увеличивает ее габариты (ухудшая тем самым эксплуатационные характеристики как самой ракеты, так и пусковой установки) и существенно увеличивает аэродинамическое сопротивление ракеты.

Более прогрессивным техническим решением является интегральная компоновка летательного аппарата (когда твердотопливная РДУ размещена внутри свободных объемов ПВРД), использованная в ракетах "034", "036", "036А" разработки конца 50-х годов [там же, с. 10-12]. В конце работы РДУ происходит снятие жесткой связи между РДУ и ЛА. Под действием скоростного напора воздуха (т. е. под действием повышенного (по сравнению с атмосферным) давления в свободных объемах ПВРД) происходит выброс РДУ из сопла ПВРД. Запуск ПВРД возможен после надежного и достаточно быстрого выброса РДУ из сопла и камеры сгорания ПВРД. Таким образом, вопросы динамики разделения (выброса) РДУ и ПВРД являются важнейшими при разработке данного класса летательных аппаратов. Динамика выброса РДУ, имеющей определенные массо-центровочные характеристики, определяется конфигурацией наружных геометрических обводов РДУ и их аэродинамическими характеристиками. Наружные обводы РДУ зависят от суммарного импульса тяги (массы (объема) заряда РДУ), требующегося для разгона ЛА до скорости, необходимой для запуска ПВРД. Корпус РДУ, объем которого определяет массу заряда (суммарный импульс тяги), теоретически может занимать свободные объемы ПВРД в следующих компоновочных вариантах, расположенных по убывающей последовательности величины объема: - ступенчатый корпус своей передней частью меньшего диаметра занимает объем канала воздухозаборника ПВРД, а задней частью большего диаметра занимает объем камеры сгорания ПВРД; - цилиндрический корпус большого удлинения располагается в канале воздухозаборника ПВРД и проходит сквозь камеру сгорания ПВРД, частично используя ее объем; - короткий цилиндрический корпус располагается только в камере сгорания ПВРД.

Отметим, что первые два варианта позволяют передавать тягу РДУ на центральное тело ПВРД (т. е. по наиболее рациональной силовой схеме). Условия динамики выброса отработавшего РДУ из ПВРД наиболее благоприятны в первом варианте. Задняя часть ступенчатого корпуса при своем выбросе надежно (в виде плунжера) обтюрирует сопло ПВРД, сохраняя давление наддува скоростным напором и воспринимая это давление как движущую РДУ силу. Так как передняя часть корпуса РДУ базируется при своем движении по каналу воздухозаборника ПВРД, удаленного от второй базовой для РДУ поверхности (среза сопла ПВРД), при выбросе РДУ исключаются ее перекос и заклинка.

Наиболее близкой по технической сущности и достигаемому положительному эффекту к предлагаемому изобретению является разгонная двигательная установка крылатой ракеты [патент РФ N 2117907], состоящей из маршевой ступени со сверхзвуковым ПВРД, в камере сгорания которого размещена с возможностью выброса через сопло разгонная двигательная установка, имеющая ступенчатый корпус. Воздухозаборник маршевой ступени выполнен лобовым с центральным телом. Воздушный канал расположен симметрично вдоль продольной оси ракеты, а передняя часть разгонной двигательной установки размещена в воздушном канале и скреплена с центральным телом.

Недостатком данной компоновочной схемы является то, что она рассчитана на создание только больших значений суммарного импульса тяги, развиваемых РДУ. В то же время, для достижения скорости полета, обеспечивающей надежный запуск ПВРД некоторым летательным аппаратам, достаточно сообщить в 1,5-2 раза меньший суммарный импульс тяги, чем импульс, обеспечиваемый массой топлива РДУ, занимающей все свободные объемы ПВРД. Если летательный аппарат с ПВРД базируется на самолете-носителе, то масса снаряженного ЛА (а значит, и масса заряда РДУ) ограничена. Вместе с тем, поступательная скорость полета самолета-носителя, являющаяся стартовой скоростью начала разгона ЛА с ПВРД, уменьшает потребную величину суммарного импульса тяги, создаваемого РДУ.

Простое уменьшение массы заряда, размещенного в том же ступенчатом корпусе, существенно ухудшает коэффициент весового совершенства РДУ (отношение массы конструкции РДУ к массе размещенного в ней заряда). Например, двукратное уменьшение массы заряда приводит к двукратному (т. е. на 100%) ухудшению коэффициента весового совершенства.

Технической задачей настоящего изобретения является уменьшение массы конструкции РДУ при обеспечении надежности ее выброса после разгона.

Сущность изобретения заключается в том, что в известной твердотопливной разгонной двигательной установке, предназначенной для размещения внутри прямоточного воздушно-реактивного двигателя, снабженной хвостовым обтюрирующим отсеком, имеющим диаметр, равный диаметру среза сопла ПВРД, корпус РДУ выполнен цилиндрическим с диаметром, меньшим или равным диаметру канала воздухозаборника ПВРД, а хвостовой обтюрирующий отсек снабжен аэродинамической юбкой или кожухом, выполненным в виде плунжера, размещенного внутри камеры сгорания ПВРД и перекрывающим сопло ПВРД. Кожух в передней части имеет окна. Хвостовой обтюрирующий отсек выполнен в виде жесткого шпангоута, на котором установлены газовые рули РДУ.

Технический результат достигается тем, что имеющий большой удельный вес корпус РДУ (конструкция которого рассчитана на большое внутрикамерное давление и снабжена теплозащитным покрытием) выполнен в минимально возможных габаритах, чем достигается снижение его массы. При этом надежность выброса РДУ обеспечивается: - или аэродинамической юбкой, обеспечивающей выброс РДУ под действием на юбку скоростного напора воздуха и смещение аэродинамического фокуса РДУ назад (т. е. обеспечивающей устойчивое движение РДУ при выбросе); - или тонкостенным кожухом, выполненным в виде плунжера.

Вес аэродинамической юбки минимален благодаря ее малым размерам, а удельный вес кожуха во много раз меньше удельного веса корпуса, т. к. благодаря окнам кожух разгружен от перепадов давления и у кожуха отсутствуют элементы тепловой защиты. При этом аэродинамическая юбка или тонкостенный кожух увеличивают коэффициент весового совершенства РДУ на сравнительно небольшую величину (4-8%). Воспринимающая давление скоростного напора воздуха и аэродинамическую силу выброса конструкция хвостового обтюрирующего отсека по определению должна быть достаточно жесткой, что позволяет совместить в ней функции обтюрирующего отсека со шпангоутом, на который установлены газовые рули РДУ, обеспечивающие управляющие усилия на летательный аппарат в процессе разгона (т. е. на участке, где эффективность аэродинамических органов управления еще мала).

Данное техническое решение неизвестно из патентной и технической литературы.

Изобретение поясняется следующим графическим материалом: на фиг. 1 показан продольный разрез летательного аппарата с РДУ, хвостовой обтюрирующий отсек которой снабжен аэродинамической юбкой; на фиг. 2 показан продольный разрез летательного аппарата с РДУ, хвостовой обтюрирующий отсек которой снабжен кожухом.

Твердотопливная разгонная двигательная установка (РДУ) размещена внутри маршевого ПВРД летательного аппарата. ПВРД состоит из центрального тела 1, канала воздухозаборника 2, камеры сгорания 3, сопла 4. Цилиндрический корпус 5 РДУ размещен в канале воздухозаборника 2 ПВРД и проходит сквозь камеру сгорания 3 ПВРД. РДУ снабжена хвостовым обтюрирующим отсеком 6, имеющим диаметр, равный диаметру среза сопла 4 ПВРД. Хвостовой обтюрирующий отсек 6 герметизирует объем ПВРД со стороны сопла 4. На хвостовом герметизирующем отсеке 6 установлен шпангоут 7, размещенный вокруг сопла 8 РДУ. На шпангоуте 7 установлены узлы крепления газовых рулей 9, перья которых размещены в газовом тракте сопла 8 РДУ. Рулевой привод газовых рулей 9 может размещаться как на шпангоуте 7 РДУ, так и (в случае кинематической связи газовых рулей 9 с аэродинамическими органами управления летательного аппарата) на летательном аппарате. Хвостовой обтюрирующий отсек 6 снабжен аэродинамической юбкой 10 (см. фиг. 1) или кожухом 11, выполненным в виде плунжера, размещенного внутри камеры сгорания 3 ПВРД (см. фиг. 2). Кожух 11 в своей передней части имеет окна 12, обеспечивающие газовую связь объема ПВРД с внутренним объемом кожуха 11, т. е. исключающие случай самого неблагоприятного нагружения кожуха 11 - его работу на устойчивость от наружного избыточного давления. Цилиндрический корпус 5 РДУ центрируется в канале воздухозаборника 2 ПВРД посредством башмаков 13.

Устройство работает следующим образом. При запуске и работе РДУ ее тяга на ЛА передается через центральное тело 1 ПВРД, разгоняя ЛА. Управление ЛА в процессе работы РДУ производится посредством газовых рулей 9 РДУ. При работе РДУ, обеспечивающей разгон ЛА, скоростной напор окружающего воздуха повышает давление в полостях ПВРД (канале воздухозаборника 2 и камере сгорания 3). Это давление, умноженное на площадь миделя хвостового обтюрирующего отсека 6 (т. е. на площадь среза сопла 4), создает силу, стремящуюся выбросить РДУ из полостей ПВРД. На участке разгона тяга РДУ существенно превышает выталкивающую силу. В процессе окончания работы РДУ по команде от системы управления производится снятие жесткой связи между центральным телом 1 ПВРД и корпусом 5 РДУ. В момент, когда выталкивающая сила, обусловленная скоростным напором, начинает превалировать над остаточной тягой РДУ, начинается процесс выброса отработавшей (ставшей уже ненужной) РДУ из полости ПВРД. Рассмотрим две схемы, зависящие от варианта конструктивного исполнения хвостового обтюрирующего отсека 6, дальнейшего выброса РДУ.

Если хвостовой обтюрирующий отсек 6 снабжен аэродинамической юбкой 10 (см. фиг. 1), то сразу после выхода хвостового обтюрирующего отсека 6 за срез сопла 4, находящийся под давлением наддува скоростным напором воздуха, объем ПВРД разгерметизируется. Соответственно давление в объеме ПВРД начинает падать. При этом аэродинамическая конфигурация юбки 10 должна обеспечивать значение коэффициента лобового аэродинамического сопротивления, достаточное для интенсивного выброса РДУ. Передняя часть корпуса 5 РДУ (башмаки 13) при выбросе скользит по каналу воздухозаборника 2 ПВРД. Отсутствие второй базовой для РДУ поверхности компенсируется тем, что расширенная коническая задняя часть (аэродинамическая юбка 10) смещает аэродинамический фокус РДУ назад, что, как известно, способствует автоматической компенсации возмущающих факторов (т. е. устойчивому движению РДУ при выбросе).

Если хвостовой обтюрирующий отсек 6 снабжен кожухом 11 (см. фиг. 2), то после выхода хвостового обтюрирующего отсека 6 за срез сопла 4 сопло 4 остается перекрытым кожухом 11, выполненным в виде плунжера. Давление наддува скоростным напором воздуха в объеме ПВРД сохраняется на прежнем уровне, обеспечивая интенсивный выброс РДУ. Так как передняя часть корпуса 5 РДУ (башмаки 13) базируется при своем движении по каналу воздухозаборника 2 ПВРД, удаленного от базовой для кожуха 11 (т. е. от второй базовой для РДУ) поверхности (пояска на срезе сопла 4 ПВРД), при выбросе РДУ исключается ее перекос и заклинка.

Технико-экономическая эффективность предлагаемого изобретения по сравнению с прототипом, в качестве которого выбрана разгонная двигательная установка крылатой ракеты [патент РФ N 2117907], заключается в уменьшении массы конструкции РДУ при обеспечении надежности ее выброса после разгона.

Формула изобретения

1. Твердотопливная разгонная двигательная установка (РДУ), предназначенная для размещения внутри прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД), снабженная хвостовым обтюрирующим отсеком, имеющим диаметр, равный диаметру среза сопла ПВРД, отличающаяся тем, что корпус РДУ выполнен цилиндрическим с диаметром, меньшим или равным диаметру канала воздухозаборника ПВРД, а хвостовой обтюрирующий отсек снабжен аэродинамической юбкой или кожухом, выполненным в виде плунжера, размещенного внутри камеры сгорания ПВРД и перекрывающим сопло ПВРД.

2. Твердотопливная разгонная двигательная установка (РДУ) по п.1, отличающаяся тем, что кожух в передней части имеет окна.

3. Твердотопливная разгонная двигательная установка (РДУ) по п.1, отличающаяся тем, что хвостовой обтюрирующий отсек выполнен в виде жесткого шпангоута, на котором установлены газовые рули РДУ.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2