Ракетная двигательная установка на твердом топливе


 


Владельцы патента RU 2538154:

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

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании твердотопливных двигательных установок для многоступенчатых баллистических ракет. Ракетная двигательная установка содержит двигатели предыдущей и последующей ступени, соединенные через межступенчатый отсек, образованный с помощью узлов стыка двигателей. Днище двигателя предыдущей ступени выполнено с профилем, эквидистантным профилю сопла последующей ступени, и размещено в нем с зазором, исключающим их контакт при работе. Сопло двигателя последующей ступени выполнено с расширением, при котором срез сопла имеет диаметр меньше внутреннего диаметра межступенчатого отсека на величину зазора между ними, исключающего их контакт при работе. Изобретение позволяет снизить габариты двигательной установки и повысить ее энергетические характеристики. 1 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании твердотопливных двигательных установок для многоступенчатых баллистических ракет.

В настоящее время одним из приоритетных направлений совершенствования твердотопливных ракет является поиск конструктивно компоновочных схем ракет и двигателей, при которых обеспечивается максимально возможное заполнение ракеты топливом, высокая степень расширения сопел в заданных габаритах.

Отрабатывая это направление, и советские, и американские специалисты пришли к так называемой «интегральной схеме» компоновки двигателей, являющейся, по существу, компоновкой двигательной установки из двух двигателей, имеющих общее днище.

Наряду с очевидными достоинствами (уменьшение габаритов, максимально возможное заполнение топливом) схема содержит и ряд определенных недостатков, связанных с необходимостью решения целого ряда проблем в части воспламенения заряда двигателя последующей ступени, заполнения топливом, размещения и тепловой защиты рулевого привода и др.

Сложность решения этих проблем снижает надежность работы двигательной установки, выполненной по интегральной схеме компоновки двигателей.

Известна двигательная установка, в которой двигатели предыдущей и последующей ступени максимально приближены друг к другу (см. «Конструкции ракетных двигателей на твердом топливе» / Под общей редакцией чл.-корр. РАН, д.т.н., профессора Л.Н. Лаврова. М.: «Машиностроение», 1993, стр.56, рис.2.7.).

Недостаток конструктивно-компоновочной схемы двигательной установки заключается в неоптимальном использовании свободного объема межступенчатого отсека ракеты для заполнения топливом и размещения сопла с оптимальной степенью расширения. Эти недостатки снижают энергетическую эффективность двигательной установки и ракеты в целом. Технической задачей изобретения является устранение отмеченного недостатка.

Технический результат достигается тем, что в двигательной установке, содержащей двигатели предыдущей и последующей ступени, соединенные через межступенчатый отсек, образованный с помощью узлов стыка обоих двигателей, днище двигателя предыдущей ступени выполнено с профилем, эквидистантным профилю сопла последующей ступени, и размещено в нем с зазором, исключающим их соприкосновение при работе, а сопло двигателя последующей ступени выполнено с расширением, при котором срез сопла имеет диаметр меньше внутреннего диаметра отсека на величину зазора между ними, также исключающую их соприкосновение (контакт) при работе.

Отличительные признаки заявленного технического решения являются существенными, так как позволяют, по сравнению с прототипом, повысить энергетические характеристики двигательной установки, уменьшить ее габариты.

На чертеже представлена конструктивно-компоновочная схема двигательной установки, раскрывающая существо изобретения.

На схеме обозначены:

1 - двигатель предыдущей ступени;

2 - двигатель последующей ступени;

3 - сопло двигателя последующей ступени;

4 - переднее днище двигателя предыдущей ступени;

5 - узел разделения ступеней (стыковочные шпангоуты);

6 - автономные управляющие двигатели;

7 - межступенчатый отсек;

δ1 - зазор между соплом последующей ступени и передним днищем двигателя предыдущей ступени;

δ2 - зазор между срезом сопла последующей ступени и стенкой межступенчатого отсека;

А - межступенчатая полость для размещения рулевого привода органа управления двигателя последующей ступени или автономных управляющих двигателей.

Особенности работы двигательной установки.

В процессе работы двигателя 1 предыдущей ступени переднее 4 днище под внутренним давлением надувается и приближается к соплу 3 двигателя 2 последующей ступени. Зазор δ1 выбирается с учетом деформации днища, что позволяет исключить их контакт.

Величина зазора δ2 также исключает контакт выходного торца сопла 3 со стенкой межступенчатого отсека 7 в случае деформации последней. По окончанию работы двигателя предыдущей ступени по команде системы управления происходит разъединение стыковочных шпангоутов 5, отработавший двигатель предыдущей ступени отводится, например, с помощью импульсных двигателей, а межступенчатый отсек путем программированной рубки сбрасывается.

Таким образом, использование изобретения позволит повысить энергетические и баллистические характеристики ракетной двигательной установки.

Ракетная двигательная установка на твердом топливе, содержащая двигатели предыдущей и последующей ступени, соединенные через межступенчатый отсек, образованный с помощью узлов стыка двигателей, отличающаяся тем, что в ней днище двигателя предыдущей ступени выполнено с профилем, эквидистантным профилю сопла последующей ступени, и размещено в нем с зазором, исключающим их контакт при работе, а сопло двигателя последующей ступени выполнено с расширением, при котором срез сопла имеет диаметр меньше внутреннего диаметра межступенчатого отсека на величину зазора между ними, также исключающего их контакт при работе.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к твердотопливным двигательным установкам системы аварийного спасения. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в жидкостных ракетных двигателях. .

Изобретение относится к области космонавтики и космической техники, а именно к двигателям космических аппаратов для длительных орбитальных и межорбитальных полетов, а также для полетов к Луне и планетам.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании твердотопливных двигательных установок для многоступенчатых ракет-носителей. .

Изобретение относится к области космонавтики и космической техники, а именно к двигателям космических аппаратов. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетных двигателей на твердом топливе. .

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к устройствам многоступенчатых жидкостных ракет. .
Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к устройству многоступенчатых жидкостных ракет. .
Наверх