Двигательная установка



Двигательная установка
Двигательная установка
Двигательная установка
Двигательная установка
Двигательная установка
Двигательная установка

 


Владельцы патента RU 2428580:

Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" (RU)

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании двигательной установки, состоящей из маршевого и стартового ракетных двигателей твердого топлива. Двигательная установка содержит стартовый ракетный двигатель, размещенный в раструбе сопла маршевого ракетного двигателя, узел герметизации сопла маршевого ракетного двигателя и систему наддува маршевого ракетного двигателя. В сопло маршевого ракетного двигателя установлен стакан, имеющий отверстие в своем донышке, через которое проходит поршень, связанный со стартовым ракетным двигателем. Цилиндрическая стенка стакана взаимодействует с кулачками, одновременно контактирующими с блокиратором, выполненным на стартовом ракетном двигателе, и либо с направляющим цилиндром, зафиксированным в сопле маршевого ракетного двигателя, либо непосредственно с соплом маршевого ракетного двигателя. Изобретение позволяет повысить надежность двигательной установки с отделяемым стартовым ракетным двигателем твердого топлива. 9 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании двигательной установки, состоящей из маршевого и стартового ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ).

Известно, что разница к требованиям по тяге на участке старта ракеты и на участке ее последующего полета вызывает необходимость введения в состав ракеты стартового РДТТ. Стартовый РДТТ отличается от маршевого уровнем своей тяги, которая должна быть либо меньше тяги маршевого РДТТ (для случаев работы стартового РДТТ при движении ракеты в пусковом контейнере или под водой при подводном старте), либо больше ее (пуск неуправляемых ракет с направляющей установки). Например, ракета П-70 «Аметист» [Широкорад А.Б. Энциклопедия отечественного ракетного оружия 1817-2002 / Под общей редакцией А.Е. Тараса. - М.: ACT, Мн.: Харвест, 2003. - 544 с, страница 421] снабжена стартовыми двигателями подводного хода, которые сбрасываются после своей работы посредством специальных двигателей отделения. Недостатками данной ракеты является увеличение ее габаритов за счет стартовых двигателей и усложнение конструкции за счет введения в ее состав специальных двигателей отделения. Дальнейшее развитие ракетной техники привело к повышению плотности компоновки за счет размещения стартовых двигателей во внутренних объемах маршевого двигателя и отделению стартовых двигателей посредством энергии наддува маршевого двигателя.

Наиболее близкой по технической сущности и достигаемому положительному эффекту к предлагаемому изобретению является твердотопливная разгонная двигательная установка [Патент РФ 2175726]. Размещенная во внутренней полости маршевого двигателя разгонная двигательная установка снабжена хвостовым обтюрирующим отсеком, перекрывающим сопло маршевого двигателя. По окончании своей работы разгонная двигательная установка выталкивается из внутренней полости маршевого двигателя под действием давления воздуха в данной полости. Давление во внутренней полости маршевого двигателя может создаваться воздухом, нагнетаемым через воздухозаборник из окружающей среды скоростным напором (представленная конструкция рассчитана на работу в условиях действия мощного потока набегающего воздуха), или может обеспечиваться автономной системой наддува (если внутренняя полость маршевого двигателя не имеет воздухозаборника, т.е. герметична). Недостатком указанной схемы является низкая надежность процесса отделения твердотопливной разгонной двигательной установки (стартового РДТТ). Низкая надежность (в общем случае, когда торможение отделившегося стартового РДТТ потоком набегающего воздуха невелико) обусловлена следующим. Под действием выталкивающей силы от давления наддува внутренней полости маршевого двигателя движение стартового РДТТ относительно него начинается в момент, когда тяга стартового РДТТ становится меньше выталкивающей, силы. Сразу после отделения стартового РДТТ происходит раскупорка внутренней полости маршевого двигателя, соответствующий спад давления в этой полости и снижение (практически до нуля) выталкивающей силы (тормозящего стартовый РДТТ действия). При этом спад тяги стартового РДТТ происходит значительно медленнее. Соответственно в указанный момент времени стартовый РДТТ под действием своей остаточной тяги начинает вновь разгоняться и способен догнать ракету (маршевый двигатель). Последствия вероятного соударения непредсказуемы, т.е. возможность указанного соударения необходимо исключить.

Технической задачей настоящего изобретения является повышение надежности процесса отделения стартового РДТТ, расширение функциональных возможностей двигательной установки.

Сущность изобретения заключается в том, что в двигательной установке, содержащей стартовый ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ), размещенный в раструбе сопла маршевого РДТТ, узел герметизации сопла маршевого РДТТ и систему наддува маршевого РДТТ, в сопло маршевого РДТТ установлен стакан, имеющий отверстие в своем донышке, а через указанное отверстие проходит поршень, связанный со стартовым РДТТ. Цилиндрическая стенка стакана взаимодействует с кулачками, одновременно контактирующими с блокиратором, выполненным на стартовом РДТТ, и либо с направляющим цилиндром, зафиксированным в сопле маршевого РДТТ, либо непосредственно с соплом маршевого РДТТ. Поршень может быть снабжен ограничителем хода. Стартовый РДТТ может быть снабжен стопорно-фиксирующим устройством, обеспечивающим его фиксацию относительно маршевого РДТТ в исходном положении. Система наддува маршевого РДТТ может быть установлена на стартовый РДТТ. Узел герметизации сопла маршевого РДТТ может быть выполнен на направляющем цилиндре, зафиксированном в сопле маршевого РДТТ. Со стартовым РДТТ может быть связана штанга, расположенная во внутренней полости маршевого РДТТ, с находящейся на ней заглушкой, причем сопло маршевого РДТТ или направляющий цилиндр снабжены ловителем-обтюратором. Корпус системы наддува и штанга могут быть совмещены в единый узел. В стартовом РДТТ, поршне и системе наддува может быть выполнена тоннельная труба, закрытая клапаном или гермовыводом. Поршень может не иметь жесткой связи со стартовым РДТТ, а контактировать с ним. Блокиратором может являться поршень.

Технический результат достигается фиксацией в предлагаемой двигательной установке стартового РДТТ в момент, когда его тяга снижается не только до уровня выталкивающей силы, приложенной к элементам, размещенным в сопле маршевого РДТТ (в первую очередь - к стакану), а до момента, когда значение тяги стартового РДТТ становится в несколько раз меньше указанной выталкивающей силы. В предлагаемой двигательной установке тяга стартового РДТТ на момент исчезновения его фиксации меньше выталкивающей силы, приложенной к стакану пропорционально отношению площади поршня (или равной ей площади отверстия в стакане) к площади поперечного сечения стакана. Чем меньше площадь поршня, тем позднее начинает выталкиваться стартовый РДТТ. Таким образом, отделение (под действием выталкивающей силы) стартового РДТТ после его расфиксации (совместно с элементами, размещенным в сопле маршевого РДТТ) производится на момент времени, когда тяга стартового РДТТ снижается до безопасного уровня. Безопасной тяга становится при своем снижении до уровня, сводящего к минимуму (исключающего) последующий разгон отделившегося стартового РДТТ и предотвращающего опасность его соударения с ракетой (маршевым РДТТ).

Расширение функциональных возможностей двигательной установки достигается тем, что наддув внутренней полости маршевого РДТТ используется не только для последующего отделения стартового РДТТ, но и для повышения устойчивости (несущей способности) маршевого РДТТ при воздействии на него наружного давления. Наружное давление действует либо при движении ракеты в пусковом контейнере, либо при ее движении под водой (в случае подводного старта). При этом надежность фиксации стартового РДТТ предлагаемым устройством позволяет повысить давление предстартового наддува до необходимого для обеспечения указанной устойчивости (несущей способности) уровня.

После отделения стартового РДТТ герметичность маршевого РДТТ обеспечивается заглушкой и ловителем-обтюратором, на котором остается указанная заглушка. Таким образом, сохраняется предстартовый наддув маршевого РДТТ и обеспечиваются предпосылки для надежного воспламенения заряда маршевого РДТТ при его дальнейшем запуске.

Тоннельная труба, закрытая клапаном или гермовыводом, обеспечивает подвод во внутреннюю полость маршевого РДТТ трубопроводов и кабелей различного функционального назначения (задействования системы наддува, проверки на герметичность и т.д.), позволяет установить клапан аварийного затопления.

Для удобства сборки двигательной установки поршень может не иметь жесткой связи со стартовым РДТТ, а контактировать с ним.

Данное техническое решение не известно из патентной и технической литературы.

Изобретение поясняется следующим графическим материалом:

на фиг.1 показан продольный разрез двигательной установки в исходном состоянии;

на фиг.2 показана двигательная установка в момент начала перемещения стартового РДТТ относительно стакана (еще неподвижного), соответствующий снижению уровня тяги стартового РДТТ в конце его работы до безопасной величины;

на фиг.3 показан момент расфиксации кулачков при дальнейшем перемещении стартового РДТТ;

на фиг.4 показано движение стартового РДТТ совместно со стаканом, системой наддува и заглушкой относительно направляющего цилиндра (маршевого РДТТ) в момент начала взаимодействия заглушки с ловителем-обтюратором;

на фиг.5 показан маршевый РДТТ после отделения от него стартового РДТТ. При этом заглушка присоединена к соплу маршевого РДТТ;

на фиг.6 показан альтернативный вариант конструктивно-компоновочной схемы двигательной установки, соответствующий (в равной степени с вариантом, представленным на фиг.1) формуле и описанию предлагаемого изобретения.

Двигательная установка содержит стартовый РДТТ 1, размещенный в раструбе сопла 2 маршевого РДТТ 3 (см. варианты на фиг.1 и на фиг.6). В сопло 2 маршевого РДТТ 3 установлен стакан 4, имеющий отверстие 5 в своем донышке 6. Через отверстие 5 проходит поршень 7, связанный (или контактирующий) со стартовым РДТТ 1. Площадь поршня 7 (и равная ей площадь отверстия 5 в стакане 4) в несколько раз меньше площади поперечного сечения стакана 4. Цилиндрическая стенка стакана 4 взаимодействует с кулачками 8 (которые имеют трапециевидную форму или могут быть выполнены в виде шариков). Кулачки 8 могут, например, располагаться в радиальных окнах, выполненных в цилиндрической стенке стакана 4. При этом кулачки 8 контактируют с блокиратором 9, выполненном на стартовом РДТТ 1. В качестве блокиратора может быть использован поршень 7. Одновременно кулачки 8 (или шарики) контактируют с направляющим цилиндром 10, зафиксированным в сопле 2 маршевого РДТТ 1 винтами 11, имеющими тарированное сечение (см. фиг.1). В альтернативном варианте (см. фиг.6) кулачки 8 контактируют непосредственно с соплом 2 маршевого РДТТ 1, упираясь во входной воротник сопла 2. Узел 12 герметизации сопла 2 маршевого РДТТ 3 установлен на направляющем цилиндре 10 (см. фиг.1) или на стакане 4 (см. фиг.6). Двигательная установка содержит систему 13 наддува маршевого РДТТ 3. Система 13 наддува может быть выполнена в виде баллона со сжатым воздухом. Система 13 наддува маршевого РДТТ 3 установлена на стартовый РДТТ 1 непосредственно или через промежуточные детали. Например, система 13 наддува закреплена на стакане 4 или выполнена с ним за одно целое (см. фиг.1). Поршень 7 снабжен ограничителем 14 хода. В альтернативном варианте (см. фиг.6) ограничитель 14 хода может быть совмещен с блокиратором 9. Стартовый РДТТ 1 снабжен стопорно-фиксирующим устройством (СФУ), обеспечивающим его фиксацию относительно маршевого РДТТ 3 в исходном положении и расфиксацию стартового РДТТ 1 при его работе. СФУ выполнено на срезе сопла 2 маршевого РДТТ 3 (на фиг.1-6 СФУ не показано). В некоторых случаях (например, когда конструкция рассчитана на запуск стартового РДТТ 1 не позднее задействования системы 13 наддува), наличие СФУ в конструкции может оказаться необязательным. Со стартовым РДТТ 1 связана штанга 15, расположенная во внутренней полости маршевого РДТТ 3. Корпус системы 13 наддува и штанга 15 могут быть совмещены в единый узел. На штанге 15 находится заглушка 16, зафиксированная посредством цангового механизма. Направляющий цилиндр 10 снабжен ловителем-обтюратором 17. Ловитель-обтюратор 17 может быть выполнен не на направляющем цилиндре 10, а на сопле 2 маршевого РДТТ 3. В стартовом РДТТ 1, поршне 7 и системе 13 наддува выполнена тоннельная труба 18, закрытая клапаном 19 или гермовыводом.

Устройство работает следующим образом. При наземной эксплуатации целостность двигательной установки обеспечивается стопорно-фиксирующим устройством (СФУ), фиксирующим стартовый РДТТ 1 относительно сопла 2 маршевого РДТТ 3. Перед стартом ракеты система 13 наддува по специальной команде наддувает внутреннюю полость маршевого РДТТ 3. От указанного наддува возникает сила на стакан 4, стартовый РДТТ 1, направляющий цилиндр 10, стремящаяся их вытолкнуть из маршевого РДТТ 3. СФУ уравновешивает указанную силу, т.е. продолжает обеспечивать целостность двигательной установки после ее предстартового наддува. При запуске ракеты (т.е. запуске стартового РДТТ 1) ранее представленная выталкивающая сила сохраняется, однако сила тяги стартового РДТТ 1 прижимает его к маршевому РДТТ 3. Необходимость в СФУ исчезает и подается соответствующая команда на его расфиксацию. Наружное давление, действующее на корпус маршевого РДТТ 3 в процессе начального участка движения ракеты (в пусковом контейнере, при движении под водой), не нарушает устойчивость и целостность корпуса маршевого РДТТ 3 благодаря сохраняющемуся в нем предстартовому наддуву. По окончании начального участка полета ракеты стартовый РДТТ 1 заканчивает свою работу, его тяга начинает снижаться. До момента времени, когда тяга стартового РДТТ 1 станет равной произведению давления наддува маршевого РДТТ 3 на площадь поршня 7, стакан 4 остается надежно зафиксирован кулачками 8. Фиксация осуществляется относительно входного воротника сопла 2 (см. фиг.6) или относительно направляющего цилиндра 10 (см. фиг.1). В последнем случае часть выталкивающей силы (произведение давления наддува на разницу площадей критического сечения сопла 2 и поршня 7) приложена к винтам 11. Винты 11 рассчитаны на разрушение от несколько большей силы, регламентирующей давление вылета заглушки 16 в процессе запуска маршевого РДТТЗ. В процессе дальнейшего снижения тяги стартового РДТТ 1 приложенная к нему часть выталкивающей силы (произведение давления наддува маршевого РДТТ 3 на площадь поршня 7) обеспечивает начало перемещения стартового РДТТ 1 относительно стакана 4 (см. фиг.2). Стакан 4 остается неподвижным до момента, когда блокиратор 9 перестает контактировать с кулачками 8. В следующий момент времени стакан 4 под действием части выталкивающей силы, приложенной к нему, начинает свое движение относительно направляющего цилиндра 10. Кулачки 8 при этом вытесняются в радиальном направлении к оси изделия (см. фиг.3). Стартовый РДТТ 1 при своем движении упирается в ограничитель 14 хода, тем самым исключая разгерметизацию отверстия 5. Благодаря ограничителю 14 хода дальнейшее выталкивание стартового РДТТ 1 происходит в единой связке со стаканом 4. На следующем этапе отделения стартового РДТТ 1 заглушка 16 наталкивается на ловитель-обтюратор 17 (см. фиг.4). Цанговый механизм при этом отжимается и перестает фиксировать заглушку 16 на штанге 15. Штанга 15 (уже без заглушки 16) вместе с системой 13 наддува, стаканом 4 и стартовым РДТТ 1 под действием давления наддува и инерции выдвигается из направляющего цилиндра 10 (см. фиг.5). К представленному моменту времени тяга, стремящаяся разогнать стартовый РДТТ 1, снижается до уровня, когда приобретенная энергия вылета гасит этот разгон (тормозит стартовый РДТТ 1), т.е. исключается опасность соударения повторно разгоняющегося стартового РДТТ 1 с ракетой. В последующем заглушка 16 совместно с направляющим цилиндром 10, узлом герметизации 12, ловителем-обтюратором 17 обеспечивают герметичность внутренней полости маршевого РДТТ 3 и сохраняют уровень давления его наддува. При запуске маршевого РДТТ 3 в процессе воспламенения его заряда происходит разрушение винтов 11 и соответствующий вылет заглушки 16 вместе с направляющим цилиндром 10. Маршевый РДТТ 3 начинает свою работу. Опорное кольцо с фрагментами винтов 11, оставшееся внутри сопла 2, при этом быстро сгорает и в работе маршевого РДТТ 3 практически не участвует.

Технико-экономическая эффективность предлагаемого изобретения, по сравнению с прототипом, в качестве которого выбрана твердотопливная разгонная двигательная установка [Патент РФ 2175726], заключается в повышении надежности процесса отделения стартового РДТТ, расширении функциональных возможностей двигательной установки.

1. Двигательная установка, содержащая стартовый ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ), размещенный в раструбе сопла маршевого РДТТ, узел герметизации сопла маршевого РДТТ и систему наддува маршевого РДТТ, отличающаяся тем, что в сопло маршевого РДТТ установлен стакан, имеющий отверстие в своем донышке, а через указанное отверстие проходит поршень, связанный со стартовым РДТТ, причем цилиндрическая стенка стакана взаимодействует с кулачками, одновременно контактирующими с блокиратором, выполненным на стартовом РДТТ, либо с направляющим цилиндром, зафиксированным в сопле маршевого РДТТ, либо непосредственно с соплом маршевого РДТТ.

2. Двигательная установка по п.1, отличающаяся тем, что поршень снабжен ограничителем хода.

3. Двигательная установка по п.1, отличающаяся тем, что стартовый РДТТ снабжен стопорно-фиксирующим устройством, обеспечивающим его фиксацию относительно маршевого РДТТ в исходном положении.

4. Двигательная установка по п.1, отличающаяся тем, что система наддува маршевого РДТТ установлена на стартовый РДТТ.

5. Двигательная установка по п.1, отличающаяся тем, что узел герметизации сопла маршевого РДТТ выполнен на направляющем цилиндре, зафиксированном в сопле маршевого РДТТ.

6. Двигательная установка по п.1, отличающаяся тем, что со стартовым РДТТ связана штанга, расположенная во внутренней полости маршевого РДТТ, с находящейся на ней заглушкой, причем сопло маршевого РДТТ или направляющий цилиндр снабжены ловителем-обтюратором.

7. Двигательная установка по п.6, отличающаяся тем, что корпус системы наддува и штанга совмещены в единый узел.

8. Двигательная установка по п.1, отличающаяся тем, что в стартовом РДТТ, поршне и системе наддува выполнена тоннельная труба, закрытая клапаном или гермовыводом.

9. Двигательная установка по п.1, отличающаяся тем, что поршень не имеет жесткой связи со стартовым РДТТ, а контактирует с ним.

10. Двигательная установка по п.1, отличающаяся тем, что блокиратором является поршень.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ). .

Изобретение относится к области вооружения, в частности к ракетным двигателям твердого топлива для мобильных комплексов, например, гарнатометных или огнеметных. .

Изобретение относится к ракетной технике, более конкретно к воспламенительным устройствам твердых ракетных топлив и способам воспламенения для малых модельных установок и стендовых испытаний.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для разработки реактивных двигателей малой тяги (РДМТ). .

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а более конкретно, к способам организации рабочего процесса в ракетном двигателе малой тяги на несамовоспламеняющихся компонентах топлива.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетным двигателям твердого топлива, преимущественно к стартовым и маршевым двигателям крылатых ракет, ракет тактического назначения, а также к двигателям авиационных ракет.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетным двигателям твердого топлива, преимущественно к стартовым и маршевым двигателям крылатых ракет, ракет тактического назначения, а также к двигателям реактивных систем залпового огня.

Изобретение относится к области ракетной техники и может найти применение в двигателях и автономных бортовых источниках энергии управляемых и неуправляемых боеприпасов.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к ракетным двигателям малой тяги. .

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к разработке воспламенителей для зарядов к ракетным двигателям твердого топлива

Изобретение относится к системам зажигания ракетных двигателей

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении ракетных двигателей твердого топлива

Изобретение относится к области проектирования малогабаритных твердотопливных двигателей различного назначения или твердотопливных газогенераторов и может быть использовано в конструкциях узла воспламенения заряда

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к устройствам воспламенения зарядов ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ)

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для многократного запуска ракетных двигателей (РД), использующих как жидкие, так и газообразные ракетные топлива в условиях их эксплуатации на ракетах, космических аппаратах и орбитальных пилотируемых космических станциях, при отработке двигателей в стендовых условиях

Изобретение относится к ракетным двигателям, работающим на жидком топливе, предназначенным преимущественно для первых ступеней ракет

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к зарядам твердого ракетного топлива с воспламенителем для стартового двигателя малогабаритной ракеты
Наверх