ИМИТАТОР РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА ДЛЯ НАЧАЛЬНОГО УЧАСТКА РАБОТЫ Российский патент 2006 года по МПК F02K9/08 

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при автономной экспериментальной отработке старта ракет, например для запуска спутников.

Экспериментальное подтверждение надежности и безопасности старта является ответственным и обязательным этапом автономной отработки. Надежность и безопасность старта подтверждается пусками экспериментальных ракет (ЭР) из натурного транспортно-пускового контейнера (ТПК).

ЭР комплектуется имитатором начального участка работы ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ) первой ступени и габаритно-весовыми макетами остальных составных частей. Применение в ЭР натурного РДТТ первой ступени недопустимо, т.к. при этом:

- ЭР может улететь далеко, образуя большой район испытаний;

- десятки тонн топлива повышают вероятность и размеры разрушений стартового комплекса;

- экспериментальная отработка старта может быть начата только после отработки РДТТ первой ступени.

Для придания ЭР нужного направления полета сопло имитатора отклоняется от центра масс и фиксируется. Команда на запуск имитатора подается после полного выхода ЭР за срез ТПК (наземный старт, старт с морской платформы) или поверхность воды (старт с подводного объекта). Выброс ЭР из ТПК осуществляется давлением аккумулятора, монтируемого в донной части ТПК.

Работа имитатора должна происходить в течение заданного времени (τ_u). Время τ_u должно быть небольшим, порядка нескольких секунд. Кратковременность времени τ_u обеспечивает малую площадь района испытаний и прекращение работы имитатора до приземления или приводнения ЭР.

Помимо требований по безопасности к имитатору предъявляются требования по сохранению габаритно-массовых характеристик и тяги имитируемого РДТТ за время τ_u.

В качестве аналогов изобретения рассмотрены:

- РДТТ с форсированием на старте (1). Здесь небольшой дополнительный РДТТ вставлен в основной РДТТ. Газы от дополнительного РДТТ попадают в канал заряда основного РДТТ, вследствие чего скорость выгорания заряда основного РДТТ возрастает. Недостатком этого аналога является невозможность воспроизведения тяги имитируемого РДТТ. Реализуется форсированная тяга, превышающая тягу натурного РДТТ;

- имитатор РДТТ (2), в котором вместо штатного заряда используются отдельные секции, в т.ч. инертные. Реальные заряды используются только в середине верхнего сегмента и на стыках, воспламенитель штатный. Недостатком является невозможность воспроизвести тягу на начальном участке работы и уменьшить время работы до τ_u.

Известен ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ) [(3), патент РФ 2230927, опубл. 2004.06.20, кл. F 02 K 9/96], содержащий корпус типа «кокон» с передним и задним полюсными отверстиями, скрепленный с корпусом имитатор заряда с центральным каналом, установленный в последнем твердотопливный газогенератор (ТГГ) с силовым корпусом, зарядом твердого топлива, воспламенителем заряда. Передняя «глухая» часть корпуса ТГГ размещена по скользящей посадке в переднем полюсном отверстии корпуса ракетного двигателя. Сопловой блок РДТТ пристыкован к фланцу заднего полюсного отверстия. Заряд ТГГ выполнен из твердого топлива, например, отработанного натурного двигателя.

Недостатком вышеописанного, наиболее близкого технического решения является то, что оно не позволяет одновременно имитировать расходно-тяговые и массовые характеристики натурного РДТТ, является неэкологичным и небезопасным при проведении испытаний.

Технической задачей изобретения является создание имитатора, позволяющего в несколько раз уменьшить время работы натурного РДТТ первой ступени (до времени τ_u), имитировать массовые и габаритные характеристики натурного РДТТ, имитировать тягу натурного РДТТ за время τ_u, а также повысить безопасность испытаний ракетного комплекса при экспериментальном подтверждении надежности и безопасности его старта.

Поставленная задача разрешается тем, что в имитаторе ракетного двигателя твердого топлива для начального участка работы, содержащем корпус типа «кокон» с передним и задним полюсными отверстиями, скрепленный с корпусом имитатор заряда с центральным каналом, установленный в последнем твердотопливный газогенератор с силовым корпусом, зарядом твердого топлива, воспламенителем заряда, при этом передняя «глухая» часть корпуса твердотопливного газогенератора размещена по скользящей посадке в переднем полюсном отверстии корпуса ракетного двигателя, и сопловой блок ракетного двигателя, пристыкованный к фланцу заднего полюсного отверстия, имитатор заряда выполнен из инертного материала с регулируемой плотностью, открытый торец корпуса твердотопливного газогенератора жестко и герметично соединен с сопловым блоком ракетного двигателя через переходник, имеющий форму усеченного конуса, охватывающего снаружи входную часть сопла соплового блока, при этом обеспечивается равенство отношений практических значений единичных импульсов и расходов продуктов сгорания зарядов натурного РДТТ и имитатора РДТТ а масса имитатора заряда М_им равна:

М_им=М_н-[М_ТГГ,_К+М_ТГГ,_З+(М_ТГГ,_В-М_В)+М_пер],

где J_{1пр.РДТТ}; G_{нат.РДТТ} - значения практического единичного импульса и расхода натурного РДТТ за время τ_u;

J_1пр.им.; G_им. - значения практического единичного импульса и расхода имитатора;

М_н - масса заряда РДТТ;

М_ТГГ,К - масса заряда корпуса ТГГ;

М_ТГГ,З - масса заряда ТГГ;

М_ТГГ,В - масса воспламенителя ТГГ;

М_В - масса воспламенителя заряда РДТТ;

М_пер - масса переходника.

Устройство имитатора ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ) поясняется графически.

На чертеже общий вид имитатора РДТТ.

В нем используется корпус (1) типа «кокон» натурного РДТТ с передним (2) и задним (3) полюсными отверстиями, скрепленный с корпусом (1) имитатор заряда (4) с центральным каналом (5), и сопловой блок РДТТ (6), пристыкованный к фланцу (7) заднего полюсного отверстия (3) корпуса (1).

Имитатор заряда (4) целиком изготавливается из инертного материала с регулируемой плотностью на штатной технологической оснастке.

В канале имитатора заряда (4) компактно размещается дополнительный источник энергии - твердотопливный газогенератор (ТГГ, 8) с силовым корпусом (9), зарядом твердого топлива (10) и воспламенителем заряда ТГГ (11). «Глухая» передняя часть (12) корпуса ТГГ (9) размещена по скользящей негерметичной посадке в переднем (2) полюсном отверстии корпуса (1). Открытый торец корпуса ТГГ (13) жестко и герметично скреплен с сопловым блоком (6) через переходник (14). Переходник (14) имеет форму усеченного конуса, охватывающего снаружи входную часть соплового блока (6) натурного РДТТ.

Масса имитатора заряда должна быть меньше массы заряда натурного РДТТ для обеспечения баланса масс натурного РДТТ и его имитатора:

М_им=М_н-[М_ТГГ,_К+М_ТГГ,_З+(М_ТГГ,_В-М_В)+М_пер],

где М_им - масса имитатора заряда;

М_н - масса заряда РДТТ;

М_ТГГ,К - масса заряда корпуса ТГГ;

М_ТГГ,З - масса заряда ТГГ;

М_ТГГ,В - масса воспламенителя ТГГ;

М_В - масса воспламенителя заряда РДТТ;

М_ПЕР - масса переходника.

Для уменьшения М_им и размещения ТГГ возможна безопасная расточка канала инертного заряда.

Тяга (Р) любого РДТТ, в т.ч. РДТТ, образованного сборкой ТГГ+сопловой блок (6), определяется произведением

P=J_1пр·G,

где J_1пр - практическое значение удельного импульса, которое определяется термодинамическим расчетом конкретного рецептурного состава ТРТ ТГГ, учитывает потери импульса за счет различных факторов и фактические геометрические параметры раструба сопла;

G - расход продуктов сгорания заряда ТГГ, определяемый по формуле Бори (равенство газоприхода и расхода).

G=u,ρ,s=Арσ_к;

где u - скорость горения заряда ТГГ;

р - давление в камере сгорания заряда ТГГ;

зависимость скорости горения от давления - степенная,

(; u₁ и ν - постоянные величины);

ρ, s - плотность и горящая поверхность заряда ТГГ;

A - коэффициент истечения;

σ_к - площадь критического сечения сопла (6).

Равенство тяг натурного РДТТ (в течение времени τ_u) и имитатора обеспечивается при равенстве отношений практических значений единичных импульсов и расходов продуктов сгорания зарядов натурного РДТТ и имитатора

,

где J_{1пр.РДТТ}; G_{нат.РДТТ} - значения практического единичного импульса и расхода натурного РДТТ за время τ_u;

J_1пр.им; G_им - значения практического единичного импульса и расхода имитатора.

Время работы где е - горящий свод заряда ТГГ.

В частности, если заряд отработанного ТГГ является канальным и скрепленным с корпусом ТГГ, то для такого ТГГ где D и d - внутренний диаметр корпуса ТГГ и диаметр канала его заряда.

С точки зрения минимизации стоимости и сроков отработки целесообразным является применение в качестве ТГГ отработанной, изготавливаемой серийно продукции.

Поиск такого ТГГ производится по паспортным (на топливо), формулярным (на заряд ТГГ) данным, конструкторской документации разработчика.

Работа имитатора предлагаемой конструкции происходит следующим образом. После сборки (см. чертеж), включая размещение и крепления ТГГ в канале имитатора заряда, в требуемый момент времени подается команда на запуск воспламенителя ТГГ и последующее зажжение заряда ТГГ. Окончание работы имитатора происходит после полного выгорания заряда ТГГ за время τ_u. Расположение и крепление ТГГ обеспечивает истечение продуктов сгорания заряда ТГГ через сопло имитируемого РДТТ в течение времени τ_u.

Конструкция имитатора обеспечивает выполнение поставленных целей: сохранение габаритно-весовых характеристик и тяги (в течение времени τ_u) имитируемого натурного РДТТ.

В конструкции имитатора используются проверенные технические решения, отработанные узлы и заимствованная недорогостоящая оснастка, что снижает финансовые затраты и уменьшает срок отработки.

Источники информации

1. РДТТ с форсированием на старте. Реферат 5.34.134. Реферативный журнал «Авиационные и ракетные двигатели», №5, ВИНИТИ, 1974 г.

2. Ресурсные испытания новых РДТТ ТКА Space Shuttle. Реферат 7.34.172. Реферативный журнал «Авиационные и ракетные двигатели», №7, ВИНИТИ, 1990 г.

3. Патент РФ №2230927, 2004.06.20, F 02 K 9/96 «Ракетный двигатель твердого топлива».

Имитатор ракетного двигателя твердого топлива для начального участка работы содержит корпус типа «кокон» с передним и задним полюсными отверстиями, скрепленный с корпусом имитатор заряда с центральным каналом. В центральном канале установлен твердотопливный газогенератор с силовым корпусом, зарядом твердого топлива, воспламенителем заряда. Передняя «глухая» часть корпуса твердотопливного газогенератора размещена по скользящей посадке в переднем полюсном отверстии корпуса ракетного двигателя. Сопловый блок ракетного двигателя пристыкован к фланцу заднего полюсного отверстия. Имитатор заряда выполнен из инертного материала с регулируемой плотностью. Открытый торец корпуса твердотопливного газогенератора жестко и герметично скреплен с сопловым блоком ракетного двигателя через переходник, имеющий форму усеченного конуса, охватывающего снаружи входную часть сопла соплового блока. При этом обеспечивается равенство отношений практических значений единичных импульсов и расходов продуктов сгорания зарядов натурного ракетного двигателя твердого топлива и имитатора. Изобретение позволяет уменьшить время работы натурного ракетного двигателя твердого топлива, имитировать его массовые и габаритные характеристики. 1 ил.

Имитатор ракетного двигателя твердого топлива для начального участка работы, содержащий корпус типа «кокон» с передним и задним полюсными отверстиями, скрепленный с корпусом имитатор заряда с центральным каналом, установленный в последнем твердотопливный газогенератор с силовым корпусом, зарядом твердого топлива, воспламенителем заряда, при этом передняя, «глухая», часть корпуса твердотопливного газогенератора размещена по скользящей посадке в переднем полюсном отверстии корпуса ракетного двигателя, и сопловой блок ракетного двигателя, пристыкованный к фланцу заднего полюсного отверстия, отличающийся тем, что имитатор заряда выполнен из инертного материала с регулируемой плотностью, открытый торец корпуса твердотопливного газогенаратора жестко и герметично скреплен с сопловым блоком ракетного двигателя через переходник, имеющий форму усеченного конуса, охватывающего снаружи входную часть сопла соплового блока, при этом обеспечивается равенство отношений практических значений единичных импульсов и расходов продуктов сгорания зарядов натурного ракетного двигателя твердого топлива и имитатора

а масса имитатора заряда М_им. равна

М_им.=М_н-[М_тгг.к+М_тгг.з+(М_тгг.в-М_в)+М_пер],

где J_{1пр.РДТТ}, G_{нат.РДТТ} - значения практического единичного импульса и расхода натурного ракетного двигателя твердого топлива за время τ_u;

J_1пр.им., G_им. - значения практического единичного импульса и расхода имитатора;

М_н - масса заряда натурного ракетного двигателя твердого топлива;

М_тгг,_к - масса корпуса твердотопливного газогенератора;

М_тгг,_з - масса заряда твердотопливного газогенератора;

М_тгг,_в - масса воспламенителя твердотопливного газогенератора;

М_в - масса воспламенителя натурного ракетного двигателя твердого топлива;

М_пер - масса переходника.