ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА ДЛЯ ОТДЕЛЕНИЯ И УВОДА АЭРОКОСМИЧЕСКОГО АГРЕГАТА ОТ РАЗГОННОЙ СТУПЕНИ НОСИТЕЛЯ Российский патент 2005 года по МПК F02K9/80 B64G1/26 

Настоящее техническое решение посвящено вопросу отделения и увода с траектории полета разгонной ступени носителя от аэрокосмического агрегата.

Известна система отделения полезной нагрузки от носителя и увода последней ступени за счет последовательного включения тормозных двигателей (см., например, пат. США №3534686, кл. 102-49.5). Здесь полезная нагрузка после разрыва механической связи с выгоревшей последней ступенью носителя отделяется с помощью двух тормозных двигателей (ТД): вначале задействован один из них, который начинает тормозить и одновременно разворачивать последнюю ступень носителя, с временной задержкой 0,8 с включается второй ТД и отработавшая ступень окончательно отводится с траектории полета полезной нагрузки. Первый ТД имеет достаточное количество топлива для одновременного горения со вторым ТД. Тормозные двигатели расположены симметрично относительно центра масс отделяемого объекта диаметрально противоположно.

Недостаток такой схемы состоит в следующем. При начальном неодновременном срабатывании тормозных двигателей возникает дополнительная боковая динамическая нагрузка на объект отделения, так как действующая остаточная тяга разгонной ступени и тяга одного тормозного двигателя создают неуравновешенный крутящий момент, который в виде боковой силы воздействует на торец отделяемого объекта, что искажает заданную траекторию дальнейшего движения полезной нагрузки.

Суть предлагаемой конструкции направлена на устранение этого недостатка за счет использования двух тормозных двигателей, которые расположены на разгонной ступени носителя диаметрально противоположно и имеют систему запуска, одинаковые тяги, одинаковые сопла, одинакового размера диаметры корпусов ТД, одинакового диаметра камеры ТД, запускаются одновременно, но имеют разные длины камер сгорания и разные годные времена работы ТД.

Этим условиям удовлетворяют твердотопливные заряды торцевого горения одинакового диаметра, но разной длины. Однако обеспечить заданные режимы кратковременной работы ТД с такими зарядами и с заданными импульсами тяги не всегда представляется возможным.

В связи с этим предложено в ТД использовать канальные твердотопливные шашки всестороннего горения одинакового наружного диаметра в каждом Тд, но с разными диаметрами каналов шашек и разной их длиной.

При обязательном равенстве величины тяги каждого из ТД отношение времени работы двигателя, обеспечивающего увод отработавшей ступени с траектории полета, τ₂ к времени совместной работы обоих тД τ₁ практически должно составлять

Чтобы разнотяговость двух ТД была минимальной, шашки должны быть изготовлены из одной топливной массы.

Для равенства величины тяги двух ТД на участке совместной работы шашки должны иметь одинаковую начальную поверхность горения. Кроме того, для уменьшения разброса силы тяги каждого из ТД и для унификации корпусов двигателей наружный диаметр шашек (допуск, на размер которого дает наибольший разброс поверхности горения и определяет геометрические размеры камеры ТД) должен быть одинаковым для обоих ТД. В результате получаются следующие соотношения для геометрических размеров шашек двух ТД: (D+d₂)·L₂=(D+d₁)·L₁; (D-d₂)=1,2-2,0(D-d₁) или 1,2(D-d₁)≤(D-d₂)≤2,0(D-d₁),

где D - наружный диаметр шашек,

d₁, d₂ - диаметр канала шашек 1-го и 2-го ТД соответственно,

L₁, L₂ - длина шашек 1-го и 2-го ТД соответственно.

Двигательная установка для отделения и увода аэрокосмического агрегата от разгонной ступени носителя поясняется чертежами:

фиг.1 - фрагмент разгонной ступени носителя с двумя тормозными двигателями,

фиг.2 - продольный разрез шашек для каждого из ТД.

Двигательная установка содержит установленные на разгонной ступени носителя 1 два равнотяговых макетных твердотопливных двигателя 3 и 4 (фиг.1) с канальными шашками 5 (для ТД 4, фиг.2) и канальными шашками 6 (для ТД 3, фиг.2).

При одновременном срабатывании двигателей 3 и 4 после разрыва механической связи между агрегатом и разгонной ступенью 1 происходит отделение ступени в осевом направлении. Затем, когда отработал двигатель 4, продолжает работать двигатель 3 и уводит ступень 1 в сторону от заданной траектории полета. Остаточная тяга разгонной ступени уже не приведет к тому, что ступень догонит отделенный аэрокосмический агрегат.

При одновременном включении двух двигателей с одинаковой тягой динамические возмущения на отделяемый агрегат минимальны, и траектория движения аэрокосмического агрегата после отделения от разгонной ступени носителя соответствует заданной.

Двигательная установка для отделения и увода аэрокосмического агрегата от разгонной ступени носителя включает два равнотяговых твердотопливных тормозных двигателя и систему их запуска. Твердотопливные тормозные двигатели расположены диаметрально противоположно на разгонной ступени носителя и выполнены с одинаковыми соплами и камерами одинакового диаметра. Размеры шашек для каждого тормозного двигателя связаны соотношением (D+d₂)·L₂=(D+d₁)·L₁ и 1,2·(D-d₁)≤(D-d₂)≤2,0·(D-d₁), где D - наружный диаметр шашек, d₁, d₂ - диаметр канала шашек 1-го и 2-го двигателей соответственно, L₁, L₂ - длина шашек 1-го и 2-го двигателей соответственно. Изобретение обеспечит минимальные динамические возмущения на аэрокосмический агрегат при отделении его от разгонной ступени носителя с помощью двух тормозных двигателей. 2 ил.

Двигательная установка для отделения и увода аэрокосмического агрегата от разгонной ступени носителя, содержащая расположенные на разгонной ступени носителя диаметрально противоположно два равнотяговых твердотопливных тормозных двигателя с шашками, с камерами одинакового диаметра и с одинаковыми соплами и систему запуска двигателей, отличающаяся тем, что размеры шашек для каждого тормозного двигателя связаны соотношением (D+d₂)·L₂=(D+d₁)·L₁ и 1,2·(D-d₁)≤(D-d₂)≤2,0·(D-d₁), где D - наружный диаметр шашек; d₁, d₂ - диаметр канала шашек 1-го и 2-го двигателей соответственно; L₁, L₂ - длина шашек 1-го и 2-го двигателей соответственно.