Ракетный двигатель твердого топлива с однократно изменяемым вектором тяги



Ракетный двигатель твердого топлива с однократно изменяемым вектором тяги
Ракетный двигатель твердого топлива с однократно изменяемым вектором тяги

 


Владельцы патента RU 2633973:

Акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (АО "Корпорация "МИТ") (RU)

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано при проектировании двигателей твердого топлива для корректировки траектории полета управляемых ракет и корректировки полета отделяемых элементов от ракеты-носителя. Ракетный двигатель твердого топлива с однократно изменяемым вектором тяги содержит корпус с зарядом, воспламенительное устройство и сопло с косым срезом. Сопло разделено на части плоскостью стыка, проходящей через точку пересечения минимальной образующей сопла с плоскостью косого среза. Части сопла соединены между собой термостойким кольцом с прогнозируемым уносом материала кольца от действия струи продуктов сгорания заряда. Изобретение позволяет упростить отработку ракетных двигателей коррекции полета ракеты-носителя и отделяемых от нее элементов. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано при проектировании двигателей твердого топлива для корректировки траектории полета управляемых ракет и корректировки полета отделяемых элементов от ракеты-носителя.

Для этих целей используются в настоящее время двигательные установки импульсного типа (с временем работы 0,3…0,8 с) с симметричным расположением под определенным углом к оси ракеты осей сопел либо с разными критическими сечениями сопел в двигателе с общей камерой (см., например, патент RU №2513052 «РДТТ для увода отделяемых частей ракеты») или используются отдельные двигатели с одинаковыми соплами (см., например, патент RU №2252332 «Двигательная установка для отделения и увода аэрокосмического агрегата от разгонной ступени носителя»), в каждом из которых применены заряды с разносводными шашками, дающие одинаковую начальную поверхность горения (и одинаковую тягу двигателей), а затем один двигатель прекращает свою работу, а другой продолжает работать и уводит в сторону отделяемый объект.

Недостаток приведенных конструкций РДТТ состоит в том, что требуется определенное симметричное расположение двигателей или центральная (осевая) установка двигателя для коррекции траектории ракеты при полете или при отделении от ракеты заданных элементов и, как следствие, увеличение габаритов конструкции ракеты в целом.

Следует отметить, что в приведенных устройствах для отделения и увода отделяемых от ракеты элементов существуют при их использовании два режима работы:

1-й - создание одинаковой тяги от пары сопел в начальный момент за время ~0,1…0,3 с,

2-й - создание разнотяговости сопел за время ~0,3…0,8 с.

Задачей предложенного технического решения является упрощение отработки устройства для коррекции полета ракеты-носителя и коррекции полета отделяемых от нее элементов, а также уменьшение габаритов устройства.

Эту задачу авторы предлагают решить применением импульсного ракетного твердотопливного двигателя с кососрезанным соплом (см., например, кн. «Массовые характеристики исполнительных устройств систем управления баллистических твердотопливных ракет и космических летательных аппаратов» авт. И.М. Гладков, В.И. Лалабеков, B.C. Мухамедов, Е.А. Шмачков, Москва, НТЦ «Информтехника», 1997 г., с. 149, рис. 49), в котором направление вектора тяги двигателя не изменяется, а задействование двигателя осуществляется по единственной команде от системы управления ракетой.

Для этого ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус с зарядом, воспламенительное устройство и сопло с косым срезом, выполнен таким образом, что сопло разделено на части плоскостью стыка, проходящей через точку пересечения минимальной образующей сопла с плоскостью косого среза, а образованные части сопла соединены между собой термостойким кольцом с прогнозируемым уносом материала кольца от действия струи продуктов сгорания заряда (см., например, кн. «Конструкция и проектирование ракетных двигателей твердого топлива», авт. И.Х. Фахрутдинов, А.В. Котельников, Москва, «Машиностроение», 1987 г., с. 16-17, «Материал с нормированным уносом массы»). Кольцо установлено с внутренней стороны сопла.

Плоскость стыка двух частей сопла может составлять наклон к оси сопла, противоположный наклону косого среза сопла. Две части сопла могут быть соединены с помощью припоя с нормированным временем разрушения его от действия струи продуктов сгорания заряда. Кроме того, для обеспечения безотлетности от двигателя (при необходимости) кососрезанной части сопла по окончании ее функционирования, предлагается две части сопла снабдить шарниром, ось которого расположена в плоскости стыка частей сопла на внешней максимальной образующей сопла, и в конце кососрезанной части сопла на внешней стороне предлагается установить фиксатор для закрепления ее на корпусе двигателя после ее разворота.

Предложенная конструкция двигателя поясняется чертежами.

На фиг. 1 представлен двигатель с кососрезанным соплом, в котором кососрезанная часть сопла разделена с его основной частью в плоскости, перпендикулярной к его оси, и вектор тяги R0 составляет угол ϕ1 с осью сопла.

На фиг. 2 представлен двигатель после отделения кососрезанной части сопла, вектор тяги которого R1<R0 и направлен по оси сопла.

На фиг. 3 представлен двигатель, в котором плоскость стыка двух частей сопла наклонена к оси сопла противоположно косому срезу сопла с шарнирным соединением двух частей сопел.

На фиг. 4 представлен двигатель, в котором кососрезанная часть сопла после ее разворота зафиксирована на корпусе двигателя, и угол между вектором тяги R2 составляет ϕ2<-ϕ1, a R2<R1<R0.

Следует отметить, что технические требования к предложенной конструкции двигателя с кососрезанным соплом с однократным изменением вектора тяги определяются на основании конкретного задания к полету ракеты (см., например, кн. «Инженерные методы расчета динамики ракет с РДТТ», авт. Г.Ф. Король, Москва, НТЦ «Информтехника», 1995 г., Глава 10 «Динамика отделения элементов конструкций в полете», с. 235-274).

Технические требования к такому двигателю включают как обеспечение определенных энергетических характеристик (полного импульса тяги двигателя, так и полного времени работы двигателя), а также включают в себя требования к направлению вектора тяги двигателя (начальному и измененному) с общим отклонением вектора тяги в пределах ~10…15° при времени работы за начальные ~0,1…0,3 с и ~0,3…0,8 с. При этом должны выполняться величины векторов тяги для начального режима работы ~0,1…0,3 с и для режима работы после отделения кососрезанной части сопла (режим работы ~0,3…0,8 с).

Для экспериментального подтверждения требуемых количественных характеристик существует «Стенд для определения вектора тяги двигателя с кососрезанным соплом» (см., например, патент RU №2274764, 2006 г.), который подтвердил свою надежную работу при испытаниях многих двигателей с кососрезанным соплом, принцип действия которого основан на одновременном замере вертикальной и горизонтальной составляющих вектора и момента вращения от вектора вокруг определенной точки стенда.

Двигатель содержит (см. фиг. 1) корпус 1 с зарядом и воспламенительным устройством, коническую (сверхзвуковую) часть 2 сопла и кососрезанную (сверхзвуковую) часть 3 сопла, термостойкое кольцо 4, соединяющее состыкованные между собой обе части сопла. Кольцо 4 выполнено из материала с прогнозируемым во времени уносом материала (за время ~0,1…0,3 с) от действия струи продуктов сгорания заряда. Косой срез 5 сопла имеет наклон к оси сопла ~40…60°. Вектор тяги двигателя R0 составляет определенный угол наклона ϕ1 к оси сопла двигателя до отделения кососрезанной части от конической части сопла. Площадь стыка двух частей сопла перпендикулярна оси сопла.

Для обеспечения безотлетности от ракеты кососрезанной части сопла после ее отделения от двигателя через ~0,1…0,3 с (см. фиг. 3) обе части сопла снабжены шарниром 6, ось которого расположена в плоскости стыка двух частей сопла на внешней максимальной образующей сопла.

В конце кососрезанной части сопла на внешней стороне установлен фиксатор 7 (выполненный, например, в виде магнитной пластины), с помощью которого кососрезанная часть сопла 3 после ее разворота от воздействия струи продуктов сгорания заряда закрепляется в приемнике 8 фиксатора 7 на корпусе 1 двигателя (см. фиг. 4).

Двигатель с плоскостью стыка 5 с противоположным наклоном косому срезу сопла 3 (см. фиг. 3) используется в случае, когда требуется парировать крутящий момент, создаваемый вектором R0, проходящим мимо центра масс ракеты. При этом после отделения кососрезанной части сопла вектор R2 составляет с осью сопла угол ϕ2<-ϕ1. При этом вектор R2<R1<R0.

Задействование предложенной конструкции двигателя с однократно изменяемым вектором тяги осуществляется по команде от системы управления по циклограмме полета ракеты подачей электрического импульса на пиропатрон воспламенительного устройства.

В течение начального времени работы двигателя (~0,1…0,3 с) создается тяга R0, вектор который составляет угол ϕ1 с осью сопла и который проходит через точку вблизи пересечения косого среза с осью сопла (см. фиг. 1). Затем после выгорания соединительного термостойкого кольца 4 под действием струи продуктов сгорания заряда кососрезанная часть 3 сопла отрывается от конической части 2 сопла и уносится в сторону набегающим потоком воздуха. Открытое коническое сопло с выходным сечением 4, перпендикулярным оси сопла, создает тягу с вектором тяги R1 (см. фиг. 2), направленным по оси сопла, который продолжает усиливающее действие в заданном вектором R0 направлении в оставшееся время работы двигателя (~0,3…0,8 с).

При использовании соединительного шарнира 6 (см. фиг. 3) кососрезанная часть 3 сопла разворачивается и закрепляется фиксатором 7 на камере 1 двигателя в приемнике 8.

Предложенную конструкцию двигателя можно использовать в ракете для корректировки траектории ее полета и полета отделяемых от нее элементов, при этом двигатели могут устанавливаться попарно во взаимно перпендикулярных продольных плоскостях, а автономная отработка таких двигателей может быть проведена с минимальными затратами по сравнению с отработкой многосопельных конструкций двигателей.

1. Ракетный двигатель твердого топлива с однократно изменяемым вектором тяги, содержащий корпус с зарядом, воспламенительное устройство и сопло с косым срезом, отличающийся тем, что сопло разделено на части плоскостью стыка, проходящей через точку пересечения минимальной образующей сопла с плоскостью косого среза, а части сопла соединены между собой термостойким кольцом с прогнозируемым уносом материала кольца от действия струи продуктов сгорания заряда.

2. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что плоскость стыка двух частей сопла перпендикулярна оси сопла.

3. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что две части сопла соединены припоем с нормированным временем разрушения от действия струи продуктов сгорания заряда.

4. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что две части сопла снабжены шарниром, ось которого расположена в плоскости стыка частей сопла на внешней максимальной образующей сопла.

5. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что в конце кососрезанной части сопла на внешней стороне максимальной образующей установлен фиксатор для закрепления на корпусе двигателя кососрезанной части сопла после ее разворота.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к управлению вектором тяги жидкостного ракетного двигателя (ЖРД). ЖРД содержит камеру с охлаждаемой сверхзвуковой частью сопла, неохлаждаемый насадок из углерод-углеродного композиционного материала (УУКМ), рулевые агрегаты и раму, наружная поверхность неохлаждаемого насадка в районе среза выполнена в виде сферы с центром вращения на оси камеры, на которую устанавливается дефлектор из УУКМ, состоящий из двух частей, соединенных между собой при помощи фланцевого соединения с уплотнением из терморасширенного графита, внутренняя поверхность которого имеет сферическую форму, эквидистантную сферической поверхности неохлаждаемого насадка, а на наружной поверхности выполнены проушены для закрепления к рулевым агрегатам, которые крепятся к раме двигателя, при этом сферические поверхности неохлаждаемого насадка и дефлектора имеют графитовое покрытие.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при проектировании управляемых ракет. .
Наверх