Управляющий ракетный двигатель

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при проектировании ракетных двигателей твердого топлива, их систем управления и стабилизации. Управляющий ракетный двигатель содержит корпус и расположенные с возможностью осевого перемещения газоходы, имеющие сопло на одном конце и упор с торцом на другом. На каждом из газоходов выполнен паз с ответным ему выступом корпуса. Газоходы скреплены между собой разрывным элементом, а расстояние между их торцами определяется из соотношения, защищаемого настоящим изобретением. Изобретение позволяет повысить надежность ракетного двигателя за счет снижения вероятности заклинивания газоходов, а также снизить нагрузку на двигатель при запуске. 3 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при проектировании РДТТ систем управления, стабилизации и др.

Известные двигатели раскрутки (например, патент США №3754725, 1973 г.) содержат, как правило, группу симметрично, перпендикулярно оси корпуса расположенных сопел.

Известен РДТТ стабилизации вращения комплекса со спутником «Навстар» (см. Ракетные двигатели твердого топлива. М.Ф.Дюнзе, В.Г.Жимолохин. - М.: «Машиностроение», 1982 г.) - прототип.

Вращающий момент в этом двигателе создается с помощью газоходов с соплами, вынесенными за периметр корпуса РДТТ.

Особенностью двигателей такого типа является то, что поперечный размер двигателя по соплам значительно превышает диаметр корпуса двигателя.

Это вызывает целый ряд сложностей при проектировании особенно космических систем, где требования надежности и компактности оборудования и агрегатов один из основных.

Здесь же следует учитывать влияние динамического фактора, который проявляется в период запуска двигателя.

Действительно, в момент запуска РДТТ особенно с постоянной поверхностью горения заряда возрастание тяги от нуля до номинального значения происходит за сравнительно короткий промежуток времени ≈ 0,1 с.

Наличие такого «удара» требует увеличения прочности и соответственно массы газохода и корпуса двигателя для обеспечения заданной надежности, а также ограничивает применение компактных телескопических газовых систем (например, по патенту RU №2109160) в качестве выдвижных газоходов из-за высокой вероятности их заклинивания.

Это является недостатком двигателя.

Технической задачей настоящего изобретения является устранение указанных недостатков путем снижения влияния динамического фактора.

Технический результат достигается тем, что в управляющем РДТТ, содержащем корпус, расположенные с возможностью осевого перемещения газоходы с соплом на одном конце и упором с торцом на другом и выполненный на каждом из газоходов паз с ответным ему выступом корпуса, газоходы скреплены между собой разрывным элементом, а расстояние между их торцами l определяется из соотношения:

$$l=\frac{S_{кр}}{2\pi r}$$ ,

где

S_кр - суммарная площадь критического сечения сопел;

r - радиус внутреннего канала газохода.

Выбор расстояния l между газоходами обусловлен следующими соображениями. Как отмечалось ранее, вероятность заклинивания телескопического механизма имеется. Очевидно, она будет тем больше, чем больше будет сила выталкивания газохода, особенно в начальный период движения газохода.

Приведенное соотношение обеспечивает условие, при котором между торцами газоходов образуется критическое сечение. Тогда давление в этом сечении в начальный период работы (определяющее силу выталкивающую газоход) будет меньше давления в камере сгорания.

При увеличении расстояния между газоходами от предложенной величины очевидно, что на торцы газоходов будет действовать давление, равное давлению в камере сгорания.

При уменьшении расстояния между газоходами от предложенной величины давление в камере сгорания превысит допустимое и может произойти разрушение двигателя.

Дополнительным устройством, повышающим надежность двигателя, является наличие разрывных элементов, скрепляющих газоходы.

Скрепление газоходов производится с целью их фиксации в расчетном положении до момента начала движения газоходов.

Изобретение поясняется чертежами, где:

- на фиг.1 показан общий вид двигателя с газоходами в исходном и выдвинутом положениях (показано пунктиром);

- на фиг.2 показано расположение стяжного элемента 7, фиксирующего газоходы в исходном положении;

- на фиг.3 показан поперечный разрез двигателя.

На корпусе двигателя 1 установлены стаканы 2 с упорами 3 и пазами Б. В стаканах герметично установлены газоходы 4 с упорами 5 и пазами В. В газоходах установлены сопла 6.

Двигатель работает следующим образом. После включения двигателя 1 начинается истечение газа через критическую «щель» между торцами газоходов l в газоходы и сопла. Появляется тяга. При достижении в щели l заданного расчетного значения нарушается связь 7 между газоходами 4 и они начинают движение. Упоры 3, 5 в пазах Б, В ориентируют газоходы 4 при их движении в стакане 2, препятствуют перекосу газоходов 4 от действия тяги, снижая из-за их малой поверхности контакта вероятность заклинивания.

При раздвижении газоходов 4 критическое сечение «переходит» из «щели» в сопло, а также происходит увеличение вращающего момента, создаваемого двигателем, за счет увеличения плеча, на котором действует тяга. Таким образом, повышается надежность работы двигателя.

Применение предложенного РДТТ в качестве двигателя раскрутки космического объекта упрощает компоновку объекта. Кроме того, снижается нагрузка на объект при запуске двигателя из-за того, что максимальный крутящий момент достигается (за счет выдвижения сопел) за время, большее в сравнении с РДТТ с фиксированным креплением газоходов, как у прототипа.

Управляющий ракетный двигатель, содержащий корпус, расположенные с возможностью осевого перемещения газоходы с соплом на одном конце и упором с торцом на другом, и выполненный на каждом из газоходов паз с ответным ему выступом корпуса, отличающийся тем, что в нем газоходы скреплены между собой разрывным элементом, а расстояние между их торцами l определяется из соотношения:
$$l=\frac{S_{кр}}{2\pi r}$$ ,
где
S_кр - суммарная площадь критического сечения сопел;
r - радиус внутреннего канала газохода.