РАКЕТНЫЙ НОСИТЕЛЬ С МИНОМЁТНОЙ СХЕМОЙ СТАРТА И РАЗДЕЛЕНИЯ СТУПЕНЕЙ Российский патент 2004 года по МПК F41B15/10 

Настоящее техническое решение относится к вопросу конструирования одно- или многоступенчатых ракетных носителей с минометной схемой старта и разделения ступеней (см., например, пат. США №4131065, кл. 102-49.4).

Известна минометная схема старта ракеты или разделения маршевых ступеней (см., например, кн. А.А.Шишкова, Б.В.Румянцева “Газогенераторы ракетных систем”, с.6, рис.1.2, М.: Машиностроение, 1981). Здесь 2-ступенчатая твердотопливная ракета установлена в шахтном стволе, на дне которого размещен стартовый твердотопливный газогенератор (ГГ). 1-ю и 2-ю ступень связывает соединительный отсек. На верхней крышке 1-й ступени по оси у нижней части сопла 2-й ступени размещен газогенератор разделения 2-й и 1-й ступеней.

Недостаток такой схемы состоит в том, что стартовый газогенератор расположен на значительном расстоянии от среза сопла 1-й ступени, что увеличивает высоту пусковой шахты.

При размещении газогенераторов старта и разделения ступеней внутри сопла у выходного среза возникает проблема газодинамических нагрузок на элементы конструкции, в частности на конструкцию сопла, что приводит к увеличению ее массы.

Суть технического предложения заключается в уменьшении газодинамического воздействия на сопло при работе твердотопливного газогенератора.

Указанная цель достигается тем, что твердотопливный газогенератор, находящийся внутри сопла, снабжен охватывающей его корпус перфорированной замкнутой оболочкой, установленной соосно с корпусом с кольцевым зазором к его боковой поверхности, отверстия перфорации одинаковы и расположены равномерно, при этом суммарная площадь перфорации превышает площадь расходного отверстия газогенератора не менее чем в 2,2 раза. Площадь указанного кольцевого зазора в каждом поперечном сечении превышает суммарную площадь перфорации, образованной отверстиями, расположенными между этими сечениями и противоположным расходному отверстию дном газогенератора, не менее чем в 1,1 раза, а расстояние от перфорированной оболочки до внутренней стенки сопла составляет величину не менее 100 d_o.п., где d_o.п. - диаметр отверстий перфорации оболочки газогенератора, а расстояние между центрами соседних отверстий перфорации составляет не менее 4 d_o.п..

Предложенный способ снижения газодинамической нагрузки на сопло ракетного двигателя при минометной схеме старта и разделения ступеней носителя поясняется чертежами:

фиг.1 - продольный разрез фрагмента двигателя верхней ступени с установленным у среза сопла твердотопливным газогенератором;

фиг.2 - твердотопливный газогенератор разделения ступеней (старта носителя) в разрезе;

фиг.3 - зависимость отношения времени разделения ступеней (время работы ГГ) τ_разд. к предельно допустимому времени разделения относительной суммарной площади перфорации к площади расходного отверстия газогенератора d_p;

фиг.4 - зависимость отношения максимального перепада давления Р_{1 mах} на стенке сопла, образующегося при истечении струи из единичного отверстия d_o.п. перфорации оболочки, к предельно допустимому перепаду отношения площади проходного сечения в зазоре между стенкой оболочки и корпусом газогенератора σ_сеч, к суммарной площади перфорации между этим сечением и дном газогенератора ;

фиг.5 - зависимость давления P₁ на стенке сопла от координаты вдоль поверхности стенки "у" при натекании на нее одиночных струй, с выходными сечениями, расположенными на разных расстояниях L перед ней.

фиг.6 - зависимость отношения P_{1 max}/ от отношения L/d_о.п..

Двигатель верхней ступени 1 (фиг.1) находится в отсеке 2, жестко связанном с нижней ступенью 3. Между корпусом верхней ступени 1 и отсеком 2 установлен обтюрирующий пояс 4. Газогенератор 5 установлен на крышке нижней ступени 3 соосно с соплом 6, L - расстояние от стенки перфорированной оболочки 7 газогенератора 5 до внутренней поверхности сопла 6.

Газогенератор (фиг.2) имеет корпус 8 с расходным отверстием 9 (диаметром d_p). Перфорированная оболочка 7 скреплена соосно с одной стороны с корпусом 8, а с другой - с крышкой нижней ступени 3. Отверстия перфорации 10 одинакового диаметра d_o.п. расположены на оболочке равномерно. Расстояние между осями отверстий перфорации не менее 4 d_o.п.. Радиальный зазор между корпусом 8 и оболочкой 7 (величиной площади σ^сеч) уменьшается в направлении к дну газогенератора, противоположному расходному отверстию 9.

Как видно из зависимости τ_разд./ от /σ_р (фиг.3), при уменьшении отношения суммарной площади перфорации к площади расходного отверстия σ_р газогенератора менее 2,2, отношение времени разделения ступеней τ_разд. к предельному времени разделения резко увеличивается и становится более 1 (т.е. - недопустимо). Это связано с тем, что критическое истечение устанавливается только в отверстиях перфорации, а не в расходном отверстии d_p. В результате чего работа газогенератора происходит при существенно меньшем давлении в камере сгорания газогенератора, что, в свою очередь, при степенном законе скорости горения от давления приводит к увеличению времени работы газогенератора и, соответственно, к увеличению времени разделения ступеней.

Как видно из зависимости P₁/ от σ_сеч/ (фиг.4), при уменьшении отношения площади сечения в зазоре (σ_сеч) к площади перфорации между этими сечениями и дном газогенератора () менее 1,1 критическое истечение газов устанавливается в этом сечении, что приводит к увеличению давления перед отверстиями перфорации до этого сечения. Это может увеличить силовое воздействие газовых струй на сопло выше допустимого уровня.

Как видно из зависимости P₁ от L/d_o.п. (фиг.5), при достаточно большом расстоянии L/d_o.п., когда на стенку натекает основной участок струи, максимальное давление на стенке P₁ монотонно уменьшается с ростом L. Поэтому величина перепада давления на стенке сопла P₁ будет иметь аналогичный характер.

Как видно из зависимости P₁/, L/d_o.п. (фиг.6), с ростом L/d_o.п. величина P₁/ асимптотически приближается к Р_ст/ - перепаду, который реализуется за счет разницы статических давлений внутри сопла и вне его. В том случае, когда Р_ст<, то можно за счет подбора диаметра отверстия перфорации d_o.п. получить перепад давлений во всей области воздействия струй от газогенератора на сопло, не превышающий допустимого. Для этого достаточно так выбрать d_o.п., чтобы газовый поток стал близким к равномерному. Это заведомо выполняется при L/d_o.п.>100 для условий истечения, близких к тем, которые существуют у современных ракетных двигателей.

Расстояние h между центрами отверстий перфорации оболочки должно быть таким, чтобы границы струй 2-х соседних отверстий не пересекались на газодинамическом участке струи. Для современных ракетных двигателей это условие выполняется при h≥4 d_o.п..

При срабатывании газогенератора продукты сгорания твердотопливного заряда через центральное расходное отверстие диаметром d_p и боковые окна заполняет объем между корпусом газогенератора и перфорированной оболочкой. Давление в указанном объеме падает по сравнению с давлением в камере сгорания пропорционально увеличению суммарной площади отверстий (перфорации) по сравнению с площадью расходного отверстия. Размельченные газовые струи при движении от перфорации к соплу теряют свою кинетическую энергию за счет влияния друг на друга и создают как бы газовое облако с одинаковыми параметрами в нем, что равномерно нагружает сопло внутренним давлением, и при движении ракеты в шахте или ступени в соединительном отсеке после разрыва узла связи газ из сопла перетекает в пространство между соплом и обтюратором. При этом газодинамические нагрузки могут быть уменьшены в 2-3 раза.

Использование предложенного технического решения позволяет разместить сопло стартующей ступени вблизи крышки предыдущей ступени, тем самым - сократить длину отсека, сделать стенку сопла минимальной толщины, что существенно уменьшает пассивную массу.

Изобретение относится к конструированию одно- или многоступенчатых ракетных носителей с минометной схемой старта и разделения ступеней. Сущность изобретения заключается в том, что газогенераторы ракетных двигателей размещены внутри сопла последующего двигателя и снабжены замкнутой перфорированной оболочкой, установленной соосно с ними с образованием кольцевого зазора между газогенератором и оболочкой, а отверстия в оболочке выполнены одинаковыми и размещены равномерно. При этом отношения суммарной площади отверстий в оболочке к площади расходного отверстия газогенератора и площади кольцевого зазора между газогенератором и перфорированной оболочкой в каждом поперечном сечении к суммарной площади отверстий в оболочке между каждым сечением и дном газогенератора, противоположным расходному отверстию, находятся в определенных границах. Технический результат изобретения состоит в улучшении характеристик и условий работы ракетного носителя. 6 ил.

Ракетный носитель с минометной схемой старта и разделением ступеней, содержащий установленные в корпусе ракетные двигатели с соплами, на верхней части каждого предыдущего двигателя размещен газогенератор с расходным отверстием и дном, отличающийся тем, что газогенераторы размещены внутри сопла последующего двигателя и снабжены замкнутой перфорированной оболочкой, установленной соосно с ними с образованием кольцевого зазора между газогенератором и оболочкой, а отверстия в оболочке выполнены одинаковыми и размещены равномерно, при этом

где - суммарная площадь отверстий в оболочке;

σ_р - площадь расходного отверстия газогенератора;

где σ^сеч - площадь кольцевого зазора между газогенератором и перфорированной оболочкой в каждом поперечном сечении;

- суммарная площадь отверстий в оболочке между каждым сечением и дном газогенератора, противоположным расходному отверстию.