Устройство защиты от попадания воды во внутренний объём сопла твёрдотопливного двигателя ракетного носителя с миномётной схемой старта из подводного положения и обратный клапан

Настоящее изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработке конструкции защиты от попадания воды во внутренний объем сопла стартового твердотопливного двигателя ракетного носителя с минометной схемой старта из подводного положения. Предлагаемое устройство содержит эластичную мембрану, размещенную внутри сопла между заглушкой критического сечения и ПАД старта ракеты, герметично закрепленную вдоль среза сопла, выполненную в виде купола, подкрепленного реберным каркасом купола, в вершине которого установлен обратный клапан, связывающий герметичную полость W_гп объемом 0,25…0,35 полного внутреннего объема сопла от заглушки до среза с внутренней полостью сопла над ПАД. Мембрана закреплена вдоль среза сопла снаружи сжимающим кольцом с расфиксирующим элементом, срабатывающим по команде от системы управления ракетного носителя. Предлагаемый обратный клапан предназначен для обеспечения за контрольное время необходимого заполнения газами ПАД старта из пусковой трубы герметичной полости W_гп в количестве, достаточном для осуществления осевого смещения реберного каркаса с выворачиванием эластичной мембраны. Предложенное изобретение позволит упростить конструкцию устройства защиты сопла, повысить надежность его в эксплуатации и снизить затраты на автономную отработку. 2 н.п. ф-лы, 7 ил.

 

Настоящее изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработке конструкции защиты сопла стартового твердотопливного двигателя от попадания воды во внутренний объем сопла при "выныривании" ракеты и "схлопывании" воздушной каверны за кормой ракетного носителя.

Известна конструкция «Ракетного носителя с минометной схемой старта из подводного положения» (см. пат. RU №2351890, 2007 г.), принятая авторами за прототип, содержащая двигатель с хвостовым отсеком и соплом с заглушкой, в полости сопла которого установлен газогенератор (пороховой аккумулятор давления, ПАД старта), закрепленный на дне пусковой трубы, над которым имеется устройство защиты от попадания воды во внутренний объем сопла твердотопливного двигателя ракетного носителя с минометной схемой старта из подводного положения, выполненное в виде эластичной термостойкой газонепроницаемой мембраны в форме шатра, размещенной внутри сопла между заглушкой критического сечения и пороховым аккумулятором давления (ПАД) старта ракеты и герметично закрепленной вдоль среза сопла. Площадь диска мембраны равна площади круга у среза сопла, которая (мембрана) с помощью термостойких тросов, закрепленных на поверхности мембраны, равномерно по периметру растянута и соединена с витыми пружинами натяжения, закрепленными на шпангоуте снаружи сопла (через направляющие приливы с отверстиями, размещенными на срезе сопла). Продукты сгорания топлива ПАД (Т_пс~2600 К) при запуске в трубе поступают в хвостовой отсек и в сопло над мембраной. Как только нижний срез хвостового отсека оказывается над ПАД при движении ракеты в трубе, силовая мембрана занимает горизонтальное положение, перекрывает срез сопла и удерживается в таком положении под воздействием силы натяжения витых пружин и тросов. При этом давление газов в объеме сопла ~ равно давлению внутри пусковой трубы во время движения ракеты.

Для варианта мембраны конической формы (см. фиг. 8, пат. RU №2351890, 2007 г.) к центру сопловой заглушки 40 прикреплена термостойкая пружина (например, из ниобиевого сплава) 41, которая соединена с вершиной конической мембраны у пересечения строп. Пружина 41 может находиться внутри гофрированной трубки-кожуха (например, из резины) для дополнительной термозащиты пружины от воздействия высокотемпературных продуктов сгорания топлива порохового газогенератора.

При выходе ракетного носителя за срез корпуса-трубы давление в полости сопла сбрасывается через кольцевой зазор между периметром мембраны и внутренним диаметром среза сопла, и по мере продвижения к поверхности воды давление в полости сопла равно гидростатическому давлению в данный момент.

При запуске стартового двигателя ракеты над поверхностью воды мембрана разрывается на части от силового ударного воздействия истекающего из сопла потока продуктов сгорания твердотопливного заряда двигателя и постепенно догорает в горячем потоке газов в течение нескольких секунд.

Недостатком этого устройства является возникновение нагрузок при вскрытии заглушки сопла во время запуска двигателя до разрушения мембраны.

Кроме этого, в течение всего срока эксплуатации ракеты пружины мембраны находятся в растянутом состоянии и длительный срок (15…20 лет) скажется на снижении надежности функционирования этой системы. К тому же автономная отработка такой конструкции устройства защиты требует значительных трудозатрат и времени, т.е. - дорогое мероприятие.

Задача предложенного технического решения - упростить конструкцию устройства защиты, снизить нагрузки при запуске двигателя, повысить надежность его работы и значительно уменьшить стоимость отработки.

Указанная задача решается за счет того, что в устройстве защиты (фиг. 1) от попадания воды во внутренний объем сопла твердотопливного двигателя ракетного носителя с минометной схемой старта из подводного положения, содержащем эластичную термостойкую газонепроницаемую мембрану, размещенную внутри сопла между заглушкой критического сечения и пороховым аккумулятором давления (ПАД) старта ракеты и герметично закрепленную у среза сопла, мембрана выполнена в виде купола, над которым смонтирован силовой, реберный каркас, скрепленный с ним, в вершине которого установлен обратный клапан, скрепленный с силовым, реберным каркасом и связывающий герметичную полость W_гп, образованную между куполом мембраны и заглушкой сопла, с внутренней полостью сопла над ПАД, силовой реберный каркас с мембраной поджат к внутренней конусообразной поверхности сопла по кольцевому поясу прижимным кольцом, при этом объем герметичной полости W_гп равен 0,25…0,35 полного внутреннего объема W_c сопла от заглушки до среза, а закрепление мембраны у среза сопла выполнено в виде установленного снаружи сопла разъемного сжимающего кольца с расфиксирующим элементом, срабатывающим по команде от системы управления ракетного носителя.

Обратный клапан предназначен для обеспечения за контрольное время необходимого заполнения газами ПАД старта из пусковой трубы (ПТ) герметичной полости W_гп, ограниченной стенками сопловой заглушки, сопла и эластичной защитной мембраны устройства, в количестве - достаточном для осуществления осевого смещения реберного каркаса с выворачиванием защитной эластичной мембраны.

Известна конструкция обратного клапана (Политехнический словарь./Гл. ред. акад. А.Ю. Ишлинский. - П 50 2-е изд. - М. Советская Энциклопедия, 1980 - 656 с., илл.), представленная на стр. 223 и принятая авторами за прототип. Прототип включает корпус с седловиной, затвор, между которыми образован пропускной канал. Пропускное отверстие обратного клапана-прототипа выполнено в основании корпуса с седловиной, перекрывается затвором с герметичным поджатием его к корпусу с седловиной с помощью прижимной пружины.

Согласно результатам технического анализа оптимальный режим заполнения полости W_гп газами ПАД старта через обратный клапан из пусковой трубы включает открытие обратного клапана при воспламенении заряда ПАД старта (начало заполнения), а закрытие обратного клапана (окончание заполнения) - во время быстротечного выхода ракеты из ПТ.

Исходя из этого, к недостаткам обратного клапана-прототипа относятся задержки открытия и закрытия его, связанные с инерционностью работы исполнительного упругого элемента обратного клапана.

При выходе ракеты из пусковой трубы задержка закрытия обратного клапана может привести к недопустимой утечке горячего газа из полости W_гп и, соответственно, к запредельному уменьшению давления в ней.

Перечисленные недостатки, снижают надежность работы устройства защиты и носят систематический характер.

В дополнение необходимо отметить, что в процессе хранения эксплуатационные характеристики упругого элемента обратного клапана могут ухудшаться, что негативно повлияет на надежность герметичного контакта затвора с корпусом с седловиной обратного клапана, то есть на надежность безотказной работы устройства защиты.

Задачей изобретения относительно обратного клапана является повышение надежности его работы и устройства защиты в целом за счет обеспечения гарантированного открытия обратного клапана для заполнения газами ПАД старта за контрольное время герметичной полости W_гп до расчетного давления (с своевременным гарантированным закрытием обратного клапана) с целью реализации защиты от попадания воды внутрь сопла твердотопливного двигателя при минометном старте ракетного носителя из подводного положения.

Поставленная задача решается за счет того, что в известном обратном клапане, содержащем корпус с седловиной и затвор, между которыми образован пропускной канал, корпус включает перфорированную крышку, установленную с закреплением на корпусе с седловиной, а пропускной канал клапана образован наружной профилированной кольцевой стенкой затвора и внутренней профилированной кольцевой стенкой корпуса с седловиной, имеет относительную радиальную длину и равномерные кольцевые проходные сечения, высота Δ_r которых обратно пропорциональна удалению «r» их от центральной вертикальной оси обратного клапана, угол наклона оси радиального центрального сечения канала к плоскости входного отверстия обратного клапана, перпендикулярной к его центральной оси, ϕ_к=10°…13°, половина угла конусности кольцевого входа в пропускной канал Θ_вх=60°…70°, ширина кольцевых стенок затвора h_з и седловины h_c, образующих конический кольцевой вход в пропускной канал, составляет (0,4…0,6)⋅Δ_вхк - высоты входного кольцевого сечения пропускного канала, причем высота выходного кольцевого сечения пропускного канала определяется по формуле расстояние между входом в кольцевой пропускной канал обратного клапана и центральной его осью равно r_вхк=(0,5…0,55) d_вх, а где

Δ_вхк - высота входного кольцевого сечения пропускного канала обратного клапана;

μ_вх - коэффициент расхода газа, поступающего в обратный клапан через его входное отверстие;

μ_к - коэффициент расхода газа, поступающего в кольцевой пропускной канал обратного клапана через его кольцевой конический вход;

d_вх - диаметр входного отверстия обратного клапана;

r_вхк - расстояние от центральной вертикальной оси обратного клапана до входного кольцевого сечения пропускного канала;

r_вых - расстояние от центральной вертикальной оси обратного клапана до выходного кольцевого сечения пропускного канала.

Предложенное устройство поясняется чертежами.

На фиг. 1 схематично изображено защитное устройство сопла стартового двигателя в исходном состоянии ракеты. (Положение ПАД старта на дне пусковой трубы показано условно).

На фиг. 2 схематично показано промежуточное положение защитного устройства во время выворачивания мембраны после выхода ракеты из пусковой трубы.

На фиг. 3 показана схема защитного устройства с вывернутой мембраной при выходе ракеты из воды.

На фиг. 4 изображен вертикальный разрез обратного клапана в закрытом состоянии (исходное и конечное состояния).

На фиг. 5 изображен вертикальный разрез обратного клапана в открытом состоянии.

На фиг. 6 изображен затвор обратного клапана.

На фиг. 7 приведены основные геометрические параметры пропускного канала обратного клапана.

Предложенное устройство защиты от попадания воды во внутренний объем сопла твердотопливного двигателя ракетного носителя с минометной схемой старта из подводного положения содержит (см. фиг. 1) размещенную в сопле 1 с заглушкой 2 эластичную, термостойкую (на основе угольной ткани), газонепроницаемую мембрану 3, купол 4, которой снаружи закреплен на силовом реберном каркасе 5 с помощью клея. В центре купола мембраны установлен обратный клапан 6 заполнения объема сопла между сопловой заглушкой и поверхностью купола 4 продуктами сгорания заряда ПАД 7, установленного на дне 8 пусковой трубы 9 на стойках 10 и имеющего отражатель 11 продуктов сгорания заряда ПАД 7 в объем сопла и пусковой трубы. Кольцевое основание реберного каркаса 5 с прилегающей к ней мембраной 3 плотно поджимается к конусообразной поверхности сопла прижимным разрезным термостойким металлическим кольцом 12, в разрезе которого (между торцами) установлен резьбовой регулятор 13 прижима кольца.

У среза сопла мембрана закрепляется снаружи с помощью сжимающего силового кольца 14 с расфиксатором 15 (с пиропатроном, связанным с системой управления ракеты).

Обратный клапан 6 (см. фиг. 4, фиг. 5, фиг. 6, фиг. 7) содержит корпус с седловиной 16 и затвор 17, между которыми образован пропускной канал. Корпус с седловиной 16 снабжен перфорированной крышкой 18, установленной с закреплением на корпусе с седловиной 16, в которой по скользящей посадке установлен затвор 17. Пропускной канал обратного клапана образован наружной профилированной кольцевой стенкой затвора 17 и внутренней профилированной кольцевой стенкой корпуса с седловиной 16, имеет относительную радиальную длину и равномерные кольцевые проходные сечения, высота Δ_r которых обратно пропорциональна удалению «r» их от центральной вертикальной оси обратного клапана 6. Угол наклона оси радиального центрального сечения канала к плоскости входного отверстия d_вх обратного клапана, перпендикулярной к его центральной оси, ϕ_к=10°…13°. Половина угла конусности кольцевого входа в канал Θ_вх=60°…70°, ширина кольцевых стенок затвора h_з и седловины h_c, образующих конический кольцевой вход в канал, составляет (0,4…0,6)⋅Δ_вхк - высоты входного кольцевого сечения канала. Высота выходного кольцевого сечения канала определяется по формуле расстояние между входом в кольцевой канал обратного клапана и центральной его осью равно r_вхк=(0,5…0,55) d_вх, а где

Δ_вхк - высота входного кольцевого сечения пропускного канала обратного клапана;

μ_вх - коэффициент расхода газа, поступающего в обратный клапан через его входное отверстие;

μ_к - коэффициент расхода газа, поступающего в кольцевой канал обратного клапана через его кольцевой конический вход;

d_вх - диаметр входного отверстия обратного клапана;

г_вхк - расстояние от центральной вертикальной оси обратного клапана до входного кольцевого сечения канала;

r_вых - расстояние от центральной вертикальной оси обратного клапана до выходного кольцевого сечения канала.

Перфорированная крышка 18 крепится к корпусу с седловиной 16 винтами (на фиг. 4 не показаны), равномерно распределенными по окружности диаметром (диаметр крепления крышки). Суммарная площадь перфораций крышки 18 в виде круглых отверстий диаметром d_вых (фиг. 4), симметрично расположенных по поверхности крышки, не меньше площади входного отверстия d_вх обратного клапана.

Контактные связи (см. фиг. 4) между затвором 17, корпусом с седловиной 16, цельным кольцом реберного каркаса 5 (см. фиг. 1) и мембраной 3 при закрытом обратном клапане 6 обеспечивают герметичность полости W_гп.

Затвор 17 (на фиг. 4, фиг. 5 и на фиг. 6) имеет конструкцию, сопряженную с конструкцией корпуса с седловиной 16, что обеспечивает образование расчетных форкамеры 19, кольцевого пропускного канала с равномерными проходными сечениями и коническим кольцевым входом (фиг. 5), а также возможность герметичного закрытия пропускного канала при контакте затвора 17 с корпусом с седловиной 16 по кольцу шириной Н_з=0,5 (d_нз - d_кпз) (см. фиг. 4, фиг. 6).

Форкамера 19 (фиг. 5), включающая полузамкнутую полость затвора 17 и внутреннюю полость корпуса с седловиной 16 с границей по плоскости входного отверстия диаметром d_вх обратного клапана 6, способствует выравниванию расходов газовых струй, втекающих в кольцевой пропускной канал, и повышает защиту полости W_гп от попадания в нее морской воды при выходе ракеты из пусковой трубы 9. Объем форкамеры 19 составляет ~0,6 внутреннего объема кольцевого пропускного канала обратного клапана 6, ограниченного профилированными конусообразными стенками затвора 17 и корпуса с седловиной 16.

Радиальная длина L_к кольцевого пропускного канала измеряется вдоль оси "О_к"(фиг. 7). Относительная величина ее равна Здесь Δ_кср - средняя высота кольцевого проходного сечения пропускного канала: Δ_вхк и Δ_вых - высоты входного и выходного кольцевых сечений пропускного канала.

Равномерность площадей проходных кольцевых сечений пропускного канала обратного клапана обеспечивает перед выходом ракеты из пусковой трубы формирование в канале дозвукового газового потока с сжатием и, соответственно, с пониженным статическим давлением. При этом на затворе 17 устанавливается расчетный перепад давлений - необходимый для своевременного, герметичного закрытия клапана. Равномерные кольцевые проходные сечения пропускного канала нормально ориентированы к радиальному вектору скорости газового потока и реализуются при выполнении соотношения (см. фиг. 7): где const=Δ_вхк⋅r_вхк, то есть равномерные кольцевые проходные сечения пропускного канала имеют переменный зазор Δ_r между стенками затвора и седловины - обратно пропорциональный расстоянию "r" от сечения до центральной оси обратного клапана, то есть кольцевой пропускной канал сужается по высоте в радиальном направлении от его входного кольцевого сечения к выходному.

Обратный клапан 6 имеет кольцевой конический вход в пропускной канал, образованный нормированными по ширине кольцевыми стенками затвора h_з и седловины h_c, которые формируют вход с расчетным углом конусности 2Θ_вх (см. фиг. 5, фиг. 7).

Обратный клапан 6 устанавливается на цельном кольце реберного каркаса 5, имеющем внутренний диаметр d_ук установки клапана (см. фиг. 4), и крепится к нему (к кольцу) винтами 20. При этом обеспечивается прочное и герметичное соединение цельного кольца каркаса 5 с эластичной защитной мембраной 3.

Отрезок значений параметра (см. фиг. 7) определен с учетом рекомендации [1]: А.А. Шишков. Газодинамика пороховых ракетных двигателей. М., «Машиностроение», 1974. См. стр. 33 [1] или прилагаемую копию - использовать удлиненную трубку Борда (~10 калибров) при исследовании сжимаемости газовой струи.

Согласно полученному решению составленного дифференциального уравнения, определяющего площадь кольцевого проходного сечения пропускного канала обратного клапана в зависимости от его (сечения) удаления от вертикальной оси обратного клапана, у равномерных кольцевых проходных сечений их высоты обратно пропорциональны расстояниям до центральной вертикальной оси обратного клапана:

Отрезок величин [0,4…0,6]⋅Δ_вхк параметров h_з и h_c (фиг. 7) определен с использованием геометрических размеров дозвуковой части поворотного управляющего сопла твердотопливного двигателя, обеспечивающих скоростную равномерность газового потока в конце сужения.

Из геометрического построения вертикального сечения канала обратного клапана определен угол ϕ_к=10°…13°, обеспечивающий возможность конического входа в пропускной канал обратного клапана с одинаковой шириной кольцевых стенок затвора h_з и седловины h_c из отрезка значений [0,4…0,6]⋅Δ_вхк (см. фиг. 7).

Параметр Θ_вх=60°…70°(см. фиг. 7) определен из построения симметричного конического кольцевого входа в пропускной канал обратного клапана для обеспечения расчетной приведенной скорости потока с сжатием согласно уравнениям [1] на стр. 35, 81, копии прилагаются:

где

p_овх=~p_пт; p_вых=~p_гп,

z(λ_вых), z(λ_сж), ƒ_кр⋅q(λ_сж) - газодинамические функции.

Выражение для высоты выходного кольцевого сечения (см. фиг. 5, фиг. 7) получено из условия равенства площадей «живых» сечений газового потока в входном отверстии обратного клапана и в сжатом сечении кольцевого пропускного канала.

Соотношение r_вхк=(0,5…0,55)d_вх получено при разработке форкамеры обратного клапана с упрощенным алгоритмом расчета и построения кольцевого пропускного канала с коническим входом.

Работа устройства защиты от попадания воды во внутренний объем сопла твердотопливного двигателя ракетного носителя с минометной схемой старта из подводного положения осуществляется следующим образом.

В исходном положении, перед запуском ПАД 7 старта (фиг. 1), обратный клапан 6 закрыт(фиг. 4): под действием силы тяжести затвор 17 перекрывает пропускной канал обратного клапана, контактирует по кольцу с корпусом с седловиной 16 и отделяет полость W_гп, заполненную атмосферным воздухом.

После воспламенения заряда ПАД 7 старта горячие газы поступают в форкамеру 19 обратного клапана 6 через входное отверстие диаметром d_вх, (фиг. 4), открывают обратный клапан 6 (фиг. 5) и втекают в полость W_гп, ограниченную заглушкой 2 критического сечения сопла 1, стенками сопла 1 и купола 4 мембраны 3.

Заполнение полости W_гп газами ПАД старта происходит от момента открытия обратного клапана 6 до момента его закрытия непосредственно перед выходом ракеты из пусковой трубы 9.

По мере заполнения газом полости W_гп и повышения давления в ней на всей радиальной длине пропускного канала обратного клапана устанавливается дозвуковое течение. Благодаря коническому входу в кольцевой канал обратного клапана газовая струя в канале имеет сжатие, повышенную скорость и пониженное статическое давление. Это обеспечивает установление расчетного перепада давлений на противоположных стенках затвора 17 для своевременного закрытия обратного клапана 6.

Процесс закрытия обратного клапана 6 начинается при подходе двигателя с устройством защиты к выходу из пусковой трубы 9 (см. фиг. 5, фиг. 4). Он включает режим с кратковременным (импульсным) поступлением газа из пусковой трубы 9 в полость W_гп. Во время такого единичного поступления газа затвор 17 под действием результирующей силы от перепада давлений на его стенках на «мгновение» перекрывает канал обратного клапана 6. Такой режим с автоматически повторяющимся «импульсным» закрытием обратного клапана возникает при подходе ракеты к выходу из пусковой трубы 9, когда давление р_гп в W_гп близко к полному давлению на входе в обратный клапан и выполняется неравенство:

где

р_гпS_нз - осевая сила от давления р_гп в полости W_гп; - площадь; m_з - масса затвора 17; g - ускорение свободного падения; а_изд - ускорение ракеты в пусковой трубе 9; р_гг - давление горячих газов у стенок затвора 17, со стороны входного отверстия обратного клапана 6, - осевая сила давления горячих газов, препятствующая закрытию обратного клапана 6.

Прекращение подпитки полости W_гп горячими газами и герметичное закрытие обратного клапана 6 произойдет сразу после выхода ракеты из ПТ 9. При этом исключаются утечка горячих газов из полости W_гп и попадание в нее морской воды.

При выходе ракеты за срез пусковой трубы 9 давление в сопле 1 резко понижается (~ в 2 раза), и на мембрану 3 начинает действовать сила от перепада давлений в объеме W_гп и в сопле 1. Это приводит к движению мембраны с реберным каркасом 5 к срезу сопла 1, сопровождающимся постепенным выворачиванием мембраны 3. Смещаясь и выворачиваясь, мембрана воздействует на прижимное кольцо 12, которое сдвигается на больший внутренний диаметр сопла и свободно выпадает из него.

По мере продвижения ракеты к поверхности воды мембрана 3 под действием давления внутри объема W_гп продолжает выворачиваться, реберный каркас 5 двигается вместе с куполом 4 мембраны 3 (см. фиг. 2).

Перед выходом ракеты на поверхность воды мембрана 3 (см. фиг. 3) "вывернута" полностью и давление внутри сопла [в объеме W_c+(0,65…0,75)W_c] равно р_гп≈(1,05…1,1) ата. При этом сохраняется герметичное сцепление мембраны 3 с наружными стенками сопла 1 вдоль его среза, что обеспечивает отсутствие воды внутри сопла.

Когда расстояние над поверхностью воды до среза сопла 1 становится равным ~10…20 м, по команде системы управления срабатывает пиропатрон в узле расфиксации и происходит полное расцепление вывернутой мембраны 3 с наружными стенками сопла 1 вдоль его среза (происходит снятие сжимающих сил на мембрану 3 со стороны сжимающего кольца 14).

Таким образом, происходит плавное отсоединение защитной мембраны 3 и обеспечивается отсутствие воды внутри сопла 1 перед запуском стартового двигателя, тем самым создаются штатные условия для нормального его запуска.

Предложенное техническое решение позволит упростить конструкцию устройства защиты сопла, повысить надежность его в эксплуатации и снизить затраты на автономную отработку.

1. Устройство защиты от попадания воды во внутренний объем сопла твердотопливного двигателя ракетного носителя с минометной схемой старта из подводного положения, содержащее эластичную термостойкую газонепроницаемую мембрану, размещенную внутри сопла между заглушкой критического сечения и пороховым аккумулятором давления (ПАД) старта ракеты и герметично закрепленную у среза сопла, отличающееся тем, что мембрана выполнена в виде купола, над которым смонтирован силовой реберный каркас, скрепленный с ним, в вершине которого установлен обратный клапан, скрепленный с силовым реберным каркасом и связывающий герметичную полость W_гп, образованную между куполом мембраны и заглушкой сопла, с внутренней полостью сопла над ПАД, силовой реберный каркас с мембраной поджат к внутренней конусообразной поверхности сопла по кольцевому поясу прижимным кольцом, при этом объем герметичной полости W_гп равен 0,25…0,35 полного внутреннего объема W_c сопла от заглушки до среза, а закрепление мембраны у среза сопла выполнено в виде установленного снаружи сопла разъемного кольца с расфиксирующим элементом, срабатывающим по команде от системы управления ракетного носителя.

2. Обратный клапан, содержащий корпус с седловиной и затвор, между которыми образован пропускной канал, отличающийся тем, что корпус с седловиной снабжен перфорированной крышкой, установленной с закреплением на корпусе с седловиной, в которой по скользящей посадке установлен затвор, а пропускной канал обратного клапана образован наружной профилированной кольцевой стенкой затвора и внутренней профилированной кольцевой стенкой корпуса с седловиной, имеет относительную радиальную длину и равномерные кольцевые проходные сечения, высота Δ_r которых обратно пропорциональна удалению «r» их от центральной вертикальной оси обратного клапана, угол наклона оси радиального центрального сечения канала к плоскости входного отверстия обратного клапана, перпендикулярной к его центральной оси, f_к=10°…13°, половина угла конусности кольцевого входа в пропускной канал Θ_вх=60°…70°, ширина кольцевых стенок затвора h_з и седловины h_c, образующих конический кольцевой вход в пропускной канал, составляет (0,4…0,6)⋅Δ_вхк - высоты входного кольцевого сечения пропускного канала, причем высота выходного кольцевого сечения пропускного канала определяется по формуле расстояние между входом в кольцевой пропускной канал обратного клапана и центральной его осью равно r_вхк=(0,5…0,55) d_вх, а где

Δ_вхк - высота входного кольцевого сечения пропускного канала обратного клапана;

μ_вх - коэффициент расхода газа, поступающего в обратный клапан через его входное отверстие;

μ_к - коэффициент расхода газа, поступающего в кольцевой пропускной канал обратного клапана через его кольцевой конический вход;

d_вх - диаметр входного отверстия обратного клапана;

r_вхк - расстояние от центральной вертикальной оси обратного клапана до входного кольцевого сечения пропускного канала;

r_вых - расстояние от центральной вертикальной оси обратного клапана до выходного кольцевого сечения пропускного канала.