РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА Российский патент 1998 года по МПК F02K9/97 

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании РДТТ с регулируемым по сигналам системы управления ракетой в процессе ее полета значением суммарного импульса тяги.

Известно, что создание РДТТ с командным регулированием значения суммарного импульса тяги в полете необходимо для задач коррекции траектории ракеты, обеспечения полета по заданной программе, разделения ступеней, причаливания или мягкой посадки в условиях космического пространства (Фахрутдинов И. Х. , Котельников А.В. Конструкция и проектирование ракетных двигателей твердого топлива. Учебник для машиностроительных вузов. - М.: Машиностроение, 1987, с. 328). Командное управление осевой тягой может осуществляться изменением площади критического сечения сопла, реализуемым, например, перемещением под действием гидроцилиндра центрального тела, установленного в районе критического сечения [рис. 10.14 Абугов Д.И., Бобылев В.М. Теория и расчет ракетных двигателей твердого топлива. Учебник для машиностроительных вузов. - М. : Машиностроение, 1987 - 272 с., с. 177]. При очевидной конструктивной сложности и большом весе представленной конструкции задача глубокого регулирования импульса тяги радикально не решается. В самом деле, например, при уменьшении тяги время работы двигателя увеличивается и суммарный импульс I_Σ , равный произведению тяги R на время t:

меняется мало. Хорошая глубина регулирования достигается с помощью узлов отсечки тяги [Фахрутдинов И.Х., Котельников А.В. Конструкция и проектирование ракетных двигателей твердого топлива. Учебник для машиностроительных вузов. - М.: Машиностроение, 1987, 328 с., с. 249, рис. 9.45]. Недостатком представляемых двигателей является их низкая баллистическая эффективность, связанная с тем, что двигатель на протяжении всей своей работы несет пассивный груз, состоящий из узлов отсечки тяги. Еще один недостаток заключается в возможности неодновременного вскрытия нескольких сопел, разбросе тяги из-за неодинаковой площади отверстий в пределах допуска.

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому положительному эффекту к предлагаемому изобретению является приспособление для изменения тяги сопла (патент США N 3224681), представляющее собой установленное на раструбе основного сопла дросселирующее устройство с наклонными расходными отверстиями, командный сброс которого приводит к возрастанию тяги двигателя. Высокое массовое совершенство двигателя данной схемы вызвано тем, что после сброса узла дросселирования тяги конструкция двигателя уже не несет тяжелых устройств управления маршевой тягой, являющихся пассивным грузом.

Основной недостаток этой схемы двигателя связан с тем, что регулирование суммарным импульсом тяги осуществляется не по фактически набранному значению, а по его прогнозу. Разбросы суммарного импульса, создаваемого двигателем, в основном складываются из внутрибаллистических разбросов и разбросов возмущающего воздействия при сбросе узла дросселирования тяги и определяют погрешности регулирования, находящиеся в некоторых случаях на неприемлемо большом уровне.

Целью настоящего изобретения является обеспечение при большой глубине регулирования его прецизионной точности и повышение надежности.

Сущность изобретения заключается в том, что в известном ракетном двигателе твердого топлива, содержащем корпус с размещенным в нем основным зарядом, основное сопло, на раструбе которого установлен сбрасываемый узел дросселирования тяги, на корпусе с возможностью радиального перемещения установлены сбрасываемые газогенераторы, зафиксированные пирозамком. Внутренние полости газогенераторов сообщены с полостью корпуса непосредственно (или разобщены от полости корпуса заглушкой).

Указанная цель достигается за счет двухступенчатого регулирования. Первая ступень - грубое регулирование по прогнозу значения суммарного импульса. При этом конструкция освобождается от пассивной массы и, кроме того, обеспечивается большая глубина регулирования. Вторая ступень - прецизионно точное регулирование (по фактически набранному значению) тех разбросов, которые остались от грубого регулирования по прогнозу. Прецизионность достигается тем, что масса газогенераторов (и обеспечиваемый ими расход) на два порядка меньше массы основного заряда. При этом суммарный импульс тяги, создаваемый посредством топлива газогенераторов, всего лишь в 1,5 - 2 раза больше значения разбросов грубого регулирования (т.е. разбросов суммарного импульса двигателя-прототипа), а масса основного заряда меньше потребной на величину массы газогенераторов. Точное регулирование производится после полного выгорания основного заряда, когда давление в камере сгорания снижается на 1 - 2 порядка (до 2 - 5 кгс/см²) и длительное время с малым расходом работают газогенераторы. Точность регулирования обеспечивается еще и тем, что само топливо - источник рабочего тела, отстреливается вместе с газогенераторами в радиальном направлении. Отстрел остатков топлива не только повышает надежность отсечки тяги, но и существенно повышает точность регулирования благодаря тому, что по сравнению с простым вскрытием дополнительных отверстий обеспечивается не просто истечение газа в нужном направлении, а исчезает сам источник этого газа.

Предлагаемое настоящим изобретением техническое решение неизвестно из патентной и технической литературы.

Изобретение поясняется чертежом, на котором изображен продольный разрез ракетного двигателя твердого топлива. Этот двигатель содержит корпус 1 с размещенным в нем основным зарядом 2. На раструбе основного сопла 3 установлен при посредстве замка сбрасываемый узел дросселирования тяги 4. Узел дросселирования тяги 4 представляет собой заглушку, в которой под углом к оси двигателя выполнены расходные отверстия, суммарная проходная площадь которых несколько меньше площади критического сечения основного сопла 3. На корпусе 1 выполнен шпангоут 5. На чертеже показаны возможные варианты размещения шпангоута 5: в районе сопряжения корпуса 1 с основным соплом 3 - 5А; в районе экватора корпуса 1 - 5Б. На шпангоуте 5 равномерно по окружности с возможностью радиального перемещения установлены газогенераторы 6 (возможные варианты: на шпангоуте 5А - газогенераторы 6А; на шпангоуте 5Б - газогенераторы 6Б). Причем на шпангоуте 5 должно быть размещено не менее двух газогенераторов 6 (с целью компенсации радиального возмущения при их сбрасывании). Газогенераторы 6 зафиксированы в радиальном направлении пирозамком 7. Пирозамок 7 может быть выполнен в виде стальной ленты, снабженной пироболтом, охватывающей газогенераторы 6. Газогенераторы 6 снаряжены твердым ракетным топливом, суммарная масса которого составляет 0,5 - 5% от массы основного заряда 2. Внутренние полости газогенераторов 6Б, защищаемые от пламени толщей заряда 2, сообщены с полостью корпуса 1 непосредственно. В варианте, когда по конструктивно-компоновочным соображениям защита газогенераторов 6А основным зарядом 2 невозможна, их внутренние полости разобщены от полости корпуса 1 заглушками 8. При этом в шпангоуте 5А выполнен кольцевой коллектор 9.

Устройство работает следующим образом.

При запуске РДТТ начинает работать в режиме минимальной тяги. Режим минимальной тяги реализуется благодаря тому, что расходные отверстия узла дросселирования тяги 4 выполнен под углом к оси двигателя, и тяга от каждого из расходных отверстий раскладывается на продольную и поперечную составляющие. Величина продольной проекции тяги значительно меньше самой тяги (может быть нулевой или даже отрицательной, в зависимости от угла наклона осей расходных отверстий). Величина поперечной составляющей тяги от расходных отверстий не имеет принципиального значения, т.к. поперечные составляющие тяги от двух диаметрально противоположных расходных отверстий взаимно уравновешиваются. Отметим, что на режиме минимальной тяги критическое сечение двигателя находится в расходных отверстиях узла дросселирования тяги благодаря тому, что суммарная проходная площадь расходных отверстий меньше площади критического сечения основного сопла 3. Благодаря тому, что величина поверхности горения основного заряда 2 имеет максимальный уровень, давление в полости корпуса 1 большое (50 - 150 кгс/см²), расход газа через узел дросселирования тяги 4 максимален. При этом благодаря тому, что внутренние полости газогенераторов 6А закрыты заглушками 8 (или внутренние полости газогенераторов 6Б защищены толщей основного заряда 2), газогенераторы 6 в период горения основного заряда 2 не работают. После выработки на режиме минимальной тяги определенного процента от количества имеющегося топлива, система управления, сделав прогноз величины суммарного импульса тяги, которую можно получить от оставшегося топлива, выдает команду перехода на режим максимальной тяги. В результате производится сброс узла дросселирования тяги 4. Прогноз величины суммарного импульса тяги должен быть сделан с таким расчетом, чтобы массы оставшегося основного заряда 2 было бы недостаточно для достижения требуемого значения суммарного импульса, а масса оставшегося основного заряда 2 в сумме с массой топлива газогенераторов 6 в избытке превышала бы требуемую величину. Таким образом, достигается гарантия того, что фактический набор требуемого значения суммарного импульса тяги произойдет после выгорания основного заряда 2, т.е. при работе газогенераторов 6. Переход на третью стадию работы двигателя - прецизионное регулирование по фактически набранному суммарному импульсу в зависимости от варианта размещения шпангоута 5 с газогенераторами 6 может осуществляться различными путями. Если шпангоут 5Б размещен на экваторе корпуса 1, то воспламенение топлива газогенераторов 6Б происходит при подходе фронта горения основного заряда 2 к газогенераторам 6Б, т. е. в момент полного выгорания основного заряда 2 (газогенераторы 6Б в этом случае являются как бы дегрессивными остатками основного заряда 2). Если шпангоут 5А выполнен в районе сопряжения корпуса 1 с основным соплом 3, то воспламенение топлива газогенераторов 6А целесообразно производить принудительно. После полного сгорания основного заряда 2 при спаде давления в полости корпуса 1 до 2 - 5 кгс/см² подается команда на срабатывание воспламенителя, находящегося в кольцевом коллекторе 9. При воспламенении газогенераторов 6А происходит разрушение заглушек 8 и продукты сгорания из полостей газогенераторов 6А поступают в полость корпуса 1. Благодаря тому, что поверхность горения газогенераторов 6 на 1 - 2 порядка меньше поверхности горения основного заряда 2, при работе газогенераторов 6 давление в полости корпуса 1 не превышает 2 - 5 кгс/см², расход газа через основное сопло 3 (а значит, и тяга) имеют пониженное значение. Скорость дальнейшего набора суммарного импульса тяги соответственно пониженная. На момент фактического набора требуемого значения суммарного импульса тяги система управления выдает команду на окончательную отсечку тяги в виде импульса на срабатывание пирозамка 7. От сил внутрикамерного давления происходит вылет газогенераторов 6 в радиальном направлении. Подчеркнем, что само топливо - источник рабочего тела отстреливается вместе с газогенераторами 6. При этом происходит как вскрытие дополнительных отверстий, обеспечивающее скорейшее истечение газа из полости корпуса 1, так и исчезает сам источник этого газа.

Технико-экономическая эффективность предлагаемого изобретения по сравнению с прототипом, в качестве которого взят двигатель с приспособлением для изменения тяги сопла (патент США N 3224681), заключается в обеспечении при большой глубине регулирования его прецизионой точности и в повышении надежности.

Двигатель предназначен для регулирования значений суммарного импульса тяги в ракетной технике. Он содержит корпус (1) с размещенным в нем основным зарядом (2), основное сопло (3), на раструбе которого установлен сбрасываемый узел дросселирования тяги (4). На корпусе с возможностью радиального перемещения установлены сбрасываемые газогенераторы (6). Они зафиксированы пирозамком (7). Причем внутренние полости газогенераторов сообщены с полостью корпуса непосредственно (или разобщены от полости корпуса заглушкой (8)). Изобретение обеспечивает при большой глубине регулирования прецезионную точность и повышение надежности. 1 ил.

Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус с размещенным в нем основным зарядом, основное сопло, на раструбе которого установлен сбрасываемый узел дросселирования тяги, отличающийся тем, что на корпусе с возможностью радиального перемещения установлены сбрасываемые газогенераторы, зафиксированные пирозамком, а внутренние полости газогенераторов сообщены с полостью корпуса непосредственно или разобщены от полости корпуса заглушкой.