МАНЕВРИРУЮЩАЯ СТУПЕНЬ РАКЕТЫ С КОМБИНИРОВАННОЙ ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКОЙ И СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ЕЕ ДВИЖЕНИЕМ Российский патент 2011 года по МПК B64G1/40 F42B10/40 

Изобретения относятся к ракетной технике, более конкретно к ракетным системам с регулируемыми энергетическими установками, используемыми для создания тяги, коррекции траектории и дальности полета, отсечки тяги, маневрирования.

Для маневрирования, коррекции траектории и дальности полета ракеты, причаливания, сближения или мягкой посадки космического аппарата, требуется регулирование вектора тяги двигательной установки летательного аппарата. Управление величиной и направлением вектора тяги может осуществляться, например, командным изменением величины расхода продуктов сгорания топлива через разнонаправленные сопла, реализуемым посредством газораспределительных клапанов [Фахрутдинов И.Х., Котельников А.В. Конструкция и проектирование ракетных двигателей твердого топлива: Учебник для машиностроительных вузов. - М.: Машиностроение, 1987, 328 с., ил.].

Известна энергетическая установка для осуществления маневров ракеты [Steven D. Nelson, William J. Sipes, David K. Hoffmaster. MEMS synthesized divert propulsion system / Патент США №6178741. 16 октября 1998 г.]. Энергетическая установка содержит диски, соединенные между собой и включающие сопла, камеры сгорания с размещенными в них зарядами твердого топлива, воспламенительные устройства, электронную систему контроля работы энергетической установки, датчики воспламенения зарядов твердого топлива, расположенные радиально относительно продольной оси установки.

Недостатком указанной энергетической установки является невозможность обеспечения длительного маневрирования ракеты.

Известен также двигатель управления движением ракеты [Walter Kranz. Control propulsion unit, especially for exerting transverse forces on a missile / Патент США №4979697, 31 октября 1989 г.]. Двигатель обеспечивает управление движением ракеты посредством создания боковых управляющих усилий и содержит заряд твердого топлива, выхлопное сопло, устройство для изменения боковой управляющей реактивной силы.

Основным недостатком этого двигателя является недостаточная эффективность использования топлива ввиду невозможности дополнительного увеличения глубины регулирования управляющих усилий.

Кроме того, известно устройство и способ контроля суммарной боковой управляющей силы ракеты [Carl W. Anderson, Jr. Radial bleed total thrust control apparatus and method for a rocket propelled missile / Патент США №5028014, 15 ноября 1988 г.]. Устройство и способ относятся к области летательных аппаратов, более конкретно к новым и применяемым средствам, предназначенным для создания управляющих сил и моментов для управления движением летательного аппарата по каналам тангажа, рыскания и крена, а также создания осевой тяги ракеты. Устройство содержит основное сопло для создания осевой тяги, по крайней мере, две пары радиально расположенных управляющих сопел и две пары тангенциально расположенных кососрезанных сопел, газогенератор для обеспечения вышеуказанных сопел рабочим веществом, а также средства для мгновенного селективного открытия управляющих радиально и тангенциально расположенных сопел. Способ управления движением летательного аппарата по каналам тангажа, рыскания и крена заключается в распределении управляющего газового потока между управляющими радиальными и тангенциальными соплами и соплом для создания осевой составляющей силы тяги посредством селективного открытия и закрытия управляющих сопел.

Описанный способ управления движением летательного аппарата является наиболее близким решением к заявляемому изобретению и взят в качестве прототипа.

Недостатком указанного способа управления движением летательного аппарата является отсутствие возможности дополнительного увеличения давления перед управляющими соплами, что обусловливает невозможность дополнительного увеличения управляющих тяговых усилий и маневренности летательного аппарата.

Управление траекторией полета боевой ступени американской ракеты "Трайдент-С4", обеспечивающей разведение головных частей ракеты, осуществляется специальной двигательной установкой [Кимяев А.А., Петренко В.И., Попов В.Л., Ярушин С.Г. Регулируемые энергетические установки на твердом ракетном топливе: Учеб. Пособие / Перм. гос. техн. ун-т. Пермь, 1999, 168 с., стр.31]. Двигательная установка боевой ступени этой ракеты является твердотопливной и содержит два идентичных газогенератора, работающих одновременно и соединенных между собой. Газогенераторы гибкими газоводами связаны с четырьмя идентичными клапанными управляющими сопловыми блоками. Каждый управляющий клапанный сопловой блок содержит четыре сопла: толкающее (маршевое), тянущее (тормозящее) и два для управления по каналу крена. Кроме того, на блоке смонтированы элементы системы управления (соленоиды управляющих клапанов). На каждом клапанном блоке имеются два струйных вихревых клапана, которые управляют режимом работы газогенераторов и перераспределяют расход газа между соплами для создания управляющих моментов на маршевом и управляющем режимах.

Описанная боевая ступень ракеты является наиболее близким решением к заявляемому изобретению и взята в качестве прототипа. Однако известно, что двигательная установка боевой ступени обладает невысокой энергобаллистической эффективностью (критерий энергобаллистической эффективности К_эф составляет всего 1150 м/с, а коэффициент массового совершенства α=0,528) при низком значении достигнутой глубины регулирования тяги ( не обеспечивает высокой маневренности боевой ступени ракеты и эффективного расходования топлива.

Задачами изобретений являются:

- увеличение маневренности маневрирующей ступени ракеты посредством использования комбинированной двигательной установки, создающей дополнительные управляющие тяговые усилия и обеспечивающей высокое значение глубины регулирования управляющих тяговых усилий;

- повышение эффективности использования топлива маневрирующей ступени ракеты и увеличение коэффициента ее массового совершенства.

Техническим результатом применения изобретений является повышение маневренности ракеты за счет увеличения глубины регулирования управляющих тяговых усилий при сохранении минимальных значений величин энергетических характеристик газогенератора, предназначенного для создания управляющих тяговых усилий.

Поставленные задачи достигаются тем, что заявляемая маневрирующая ступень ракеты с комбинированной двигательной установкой, содержащая головную часть, газогенератор с соплами - тянущими, толкающими и для управления по каналу крена, содержит маршевый двигатель, соединенный с газогенератором через газоход и перепускной клапан с возможностью создания газовой связи. Маршевый двигатель снабжен органами управления вектора тяги, которые могут быть расположены в сверхзвуковой части сопла маршевого ракетного двигателя. Маршевый двигатель и газогенератор маневрирующей ступени ракеты выполнены твердотопливными. Заряд твердого топлива газогенератора комбинированной двигательной установки выполнен в виде цилиндра с центральным каналом, наружная и внутренняя цилиндрические поверхности которого забронированы. Увеличение давления в газогенераторе осуществляется посредством перетекания продуктов сгорания из маршевого двигателя при соблюдении следующих условий: Рн.м>Рн.г.г, ν_ГГ>ν_М, ν_ГГ→1 и ν_М<1, где Рн.м - начальное давление продуктов сгорания в свободном объеме маршевого двигателя, Рн.г.г - начальное давление продуктов сгорания в свободном объеме газогенератора, ν_ГГ - показатель степени в законе скорости горения топлива заряда газогенератора, a ν_М - показатель степени в законе скорости горения топлива заряда маршевого двигателя.

Комбинированная двигательная установка заявляемой маневрирующей ступени ракеты помимо осевой тяги, создаваемой маршевым двигателем, обеспечивает создание дополнительных управляющих тяговых усилий, величина которых изменяется во времени, а также по направлениям тангажа, рыскания и крена. Дополнительные управляющие усилия создаются посредством сопловых блоков, связанных с газогенератором комбинированной двигательной установки.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг.1 представлена конструктивная схема маневрирующей ступени ракеты, на фиг.2 показан вид слева, а на фиг.3 изображена функциональная схема двигательной установки маневрирующей ступени ракеты.

Маневрирующая ступень ракеты содержит комбинированную двигательную установку, элементами которой являются маршевый двигатель твердого топлива 1, заряд твердого топлива 2 маршевого двигателя, сопло 3, газогенератор 4, заряд твердого топлива 5 газогенератора, ресивер 6, предохранительный клапан 7, газовый тракт 8, толкающее сопло 9, тормозящее сопло 10, газораспределяющие клапаны 11 и 13, сопло 12 для управления по каналу крена, тракт газохода 14, перепускной клапан 15, стабилизатор давления 16, органы управления 17 вектором тяги маршевого двигателя. Толкающее сопло 9, тормозящее сопло 10 и газораспределяющий клапан 11 представляют блок сопел управления по каналам тангажа и рыскания. Два сопла 12 для управления по каналу крена и газораспределяющий клапан 13 представляют блок сопел управления по каналу крена.

Комбинированная двигательная установка маневрирующей ступени ракеты содержит стабилизатор давления 16, четыре идентичных блока сопел управления по каналам тангажа и рыскания, четыре идентичных блока сопел управления по каналу крена, органы управления 17 вектором тяги маршевого двигателя, а также два предохранительных клапана 7, предназначенных для сглаживания динамических, кратковременных скачков давления.

На фиг.1 органы управления 17 вектором тяги изображены в виде газовых рулей, хотя в общем случае управление вектором тяги маршевого двигателя может быть осуществлено и за счет устройств, осуществляющих вдув газа или жидкости в закритическую область сопла, за счет поворотного сопла, дефлектора и других устройств.

Блок сопел управления по каналам тангажа и рыскания включает толкающее сопло 9, тормозящее сопло 10 и газораспределяющий клапан 11.

Блок сопел управления по каналу крена включает два сопла 12 для управления по каналу крена и газораспределяющий клапан 13.

Каждый из четырех газораспределяющих клапанов 11 и 13 двигательной установки предназначен для перераспределения продуктов сгорания между соплами 9 и 10 и разнонаправленными соплами 12 соответственно с целью создания тяговых усилий, позволяющих управлять движением ракеты по каналам тангажа, рыскания и крена.

Газовый тракт газогенератора заявляемой маневрирующей ступени ракеты состоит из стабилизатора давления 16, ресивера 6, двух предохранительных клапанов 7, четырех блоков сопел управления по каналам тангажа и рыскания, четырех блоков сопел управления по каналу крена (закрутки маневрирующей ступени).

Маршевый двигатель твердого топлива 1 и газогенератор 4 содержат заряды твердого топлива 2 и 5 соответственно, являющиеся источниками энергии для создания тяги и управляющих усилий комбинированной двигательной установкой.

Комбинированная двигательная установка заявляемой маневрирующей ступени ракеты может работать в двух режимах распределения продуктов сгорания от зарядов маршевого двигателя 1 и газогенератора 4 между свободными объемами маршевого двигателя и газогенератора:

- Перепускной клапан 15 перекрыт. Продукты сгорания заряда твердого топлива 2 маршевого двигателя 1 истекают через сопло 3, а продукты сгорания заряда твердого топлива 5 газогенератора 4 распределяются системой управления по соплам 9, 10 и 12 блоков сопел.

- Перепускной клапан 15 полностью или частично открыт. Распределение продуктов сгорания, необходимое для создания требуемой тяги и управляющих усилий, зависит от степени открытия перепускного клапана и величин давлений продуктов сгорания в свободных объемах двигателя 1 и газогенератора 4, а также от расхода продуктов сгорания через сопла 9, 10 и 12 блоков сопел.

Вышеперечисленные режимы распределения продуктов сгорания позволяют управлять полетом ракеты по углам тангажа, рыскания и крена, а также обеспечивать дополнительную тягу, направленную вдоль оси ракеты.

На этих режимах управление по каналам тангажа и рыскания осуществляется путем создания управляющих усилий посредством органов управления 17 вектором тяги и посредством газораспределяющих клапанов 11, которые распределяют продукты сгорания между толкающими соплами 9 и тормозящими соплами 10.

Управление по каналу крена на этих двух режимах осуществляется посредством газораспределяющих клапанов 13, которые распределяют продукты сгорания между соплами 12.

Тяговые усилия для управления ступенью ракеты по каналам тангажа и рыскания, полученные посредством газораспределяющих клапанов 11 и сопел 9 и 10, служат средством получения повышенной маневренности маневрирующей ступени ракеты.

Создание управляющих тяговых усилий для управления маневрирующей ступенью ракеты по каналам тангажа и рыскания может осуществляться по следующим двум схемам:

Схема 1. В толкающем сопле 9 за счет определенной подачи газа создается эффективная площадь критического сечения, которая с учетом утечек через закрытое тормозящее сопло 10 этого же блока сопел обеспечивает работу толкающего сопла на режиме максимального расхода. Управление маневрирующей ступенью ракеты по этой схеме по каналам тангажа и рыскания осуществляется благодаря перераспределению газа между толкающими соплами противоположных блоков сопел.

Схема 2. Потоки продуктов сгорания через тормозящее сопло 10 одного блока сопел и толкающее сопло 9 противоположного блока сопел перекрыты. При этом в других, толкающем 9 и тормозящем 10, соответственно, соплах этих блоков сопел создается эффективная площадь критического сечения, которая с учетом утечек газа через закрытые сопла обеспечивает создание управляющих усилий заданной величины. Управление маневрирующей ступенью осуществляется по так называемой моментной схеме.

Закрутка маневрирующей ступени относительно продольной оси может быть осуществлена как посредством работы сопел крена 12 двух противоположных блоков сопел, так и посредством работы сопел крена 12 всех четырех блоков сопел управления по каналу крена.

Дополнительная тяга, направленная вдоль оси ракеты, обеспечивается равномерным распределением всего или части управляющего потока продуктов сгорания между толкающими соплами 9.

Торможение ступени при отделении головной части или при разделении ступеней может осуществляться равномерным распределением всего или части управляющего потока продуктов сгорания между тормозящими соплами 10.

Стабилизатор давления 16 предназначен для поддержания давления газа в ресивере 6 в заданных пределах независимо от секундно-массового расхода газа через сопла как при постоянном режиме работы, так и при смене режима. Стабилизатор давления 16 может содержать следующие функциональные узлы, не показанные на чертежах: чувствительный элемент, реагирующий на любое изменение давления в ресивере, командный блок, который формирует управляющие сигналы на исполнительный орган в соответствии со значением и направлением отклонения давления от заданного значения, на которое настроен стабилизатор, исполнительный орган (регулятор расхода газа), изменяющий площадь проходного сечения стабилизатора давления F_СД в соответствии с сигналом командного блока.

Конструкция стабилизатора давления 16 такова, что система чувствительный элемент - командный блок находится в состоянии равновесия при любом значении F_СД, то есть при любом расходе из газогенератора, пока давление перед соплами равно заданному.

Предохранительные клапаны 7 соединены с ресивером 6 и служат для предохранения элементов газового тракта, в том числе и блоков сопел, от воздействия избыточного давления продуктов сгорания, а также для сглаживания динамических, кратковременных скачков давления, имеющих место, например, при переходных режимах работы.

Увеличение глубины регулирования тяговых усилий комбинированной двигательной установки по каналам тангажа, рыскания и крена достигается посредством газовой связи между свободными объемами маршевого двигателя 1 и газогенератора 4.

Для обеспечения большей глубины регулирования управляющих усилий необходимо обеспечить как можно большую разность давлений продуктов сгорания между свободными объемами маршевого двигателя 1 и газогенератора 4 при перекрытом перепускном клапане 15, причем давление продуктов сгорания в газогенераторе должно быть меньше давления в маршевом двигателе. Кроме того, показатель степени в законе скорости горения (u=u₁·р^ν) для топлива заряда газогенератора 5 должен иметь значение, большее значения показателя степени в законе скорости горения для топлива заряда маршевого двигателя 2. То есть необходимо выполнение условия ν_ГГ>ν_М, где ν_ГГ - показатель степени в законе скорости горения топлива заряда газогенератора, a ν_М - показатель степени в законе скорости горения топлива заряда маршевого двигателя.

Для обеспечения квазилинейной зависимости между массоприходом G продуктов сгорания с поверхности заряда газогенератора и давлением в свободном объеме газогенератора, а также для обеспечения глубокого регулирования тяговых характеристик, желательно выполнение условия ν_ГГ→1. Также, в связи со значительной продолжительностью работы газогенератора 4 для создания управляющих усилий необходимо выполнение условия ν_ГГ<1 [Липанов А.М., Алиев А.В. Проектирование ракетных двигателей твердого топлива: Учебник для студентов вузов. М.: Машиностроение, 1995, стр.90].

Заявляемая маневрирующая ступень работает следующим образом. При отходе маневрирующей ступени ракеты от предыдущей ступени, по команде от системы управления в работу включается маршевый двигатель твердого топлива 1, обеспечивающий создание реактивной тяги, направленной вдоль оси ступени ракеты и управление ступенью по каналам тангажа и рыскания посредством органов управления 17 вектором тяги. При этом воспламенение заряда твердого топлива 2 маршевого двигателя 1 может производиться посредством воспламенительного устройства, расположенного либо на предыдущей ступени ракеты, либо в маршевом двигателе 1.

При необходимости более интенсивной корректировки траектории полета, либо маневрирования для решения задачи преодоления противоракетной обороны, а также закрутки маневрирующей ступени ракеты, по команде от системы управления производится воспламенение заряда твердого топлива 5 газогенератора 4. Воспламенение заряда твердого топлива 5 может осуществляться как посредством специального воспламенительного устройства, установленного в корпусе газогенератора, так и посредством воздействия на него продуктов сгорания заряда твердого топлива 2 маршевого двигателя 1. При отсутствии специального воспламенительного устройства воспламенение заряда 5 осуществляется путем открытия перепускного клапана 15 и удержания его в открытом положении в течение некоторого количества времени, необходимого для перетекания высокотемпературных продуктов сгорания заряда 2 из свободного объема маршевого двигателя 1 в свободный объем газогенератора 4 и надежного воспламенения заряда 5.

Продукты сгорания заряда твердого топлива 5, истекая через толкающие сопла 9 и тормозящие сопла 10, а также через сопла 12 для управления по каналу крена, обеспечивают создание дополнительных управляющих усилий.

При недостаточной величине управляющих тяговых усилий производится открытие перепускного клапана 15. При этом часть продуктов сгорания из маршевого двигателя 1, ввиду наличия перепада давлений, перетекает через перепускной клапан 15 в свободный объем газогенератора 4. В результате этого давление в свободном объеме газогенератора увеличивается, увеличивая и массоприход с поверхности заряда 5. Так как показатель степени в законе скорости горения для топлива заряда газогенератора больше значения этого показателя для топлива маршевого двигателя (ν_ГГ>ν_М), то давление продуктов сгорания в газогенераторе, увеличиваясь, достигает уровня камерного давления продуктов сгорания маршевого двигателя. В результате увеличения давления в газогенераторе расход продуктов сгорания через сопла 9, 10 и 12 увеличивается, увеличивая и управляющие тяговые усилия, создаваемые посредством работы газогенератора 4.

Отбор части продуктов сгорания из маршевого двигателя 1, ввиду непродолжительности процесса перетекания продуктов сгорания через перепускной клапан 15, фактически не сказывается на его работе, позволяя значительно повысить глубину регулирования дополнительных управляющих усилий, получаемых посредством газогенератора.

Известно, что с увеличением глубины регулирования модуля тяги увеличивается эффективность использования топлива [Кимяев А.А., Петренко В.И., Попов В.Л., Ярушин С.Г. Регулируемые энергетические установки на твердом ракетном топливе: Учеб. пособие / Перм. гос. техн. ун-т, Пермь, 1999, 168 с., стр.34].

Таким образом, заявляемая маневрирующая ступень ракеты обладает возможностью дополнительного увеличения маневренности и скорости коррекции траектории, а также возможностью закрутки относительно продольной оси путем создания дополнительных управляющих усилии посредством газогенератора, входящего в состав комбинированной двигательной установки маневрирующей ступени ракеты.

Комбинированная двигательная установка маневрирующей ступени ракеты наряду с увеличением глубины регулирования управляющих тяговых усилий позволяет увеличить эффективность использования топлива газогенератора.

Изобретения относятся к области управления движением ракетных систем с использованием реактивной силы. Маневрирующая ступень содержит головную часть и газогенератор с тянущими, толкающими и управляющими по крену соплами. Дополнительно ступень содержит маршевый двигатель, соединенный с газогенератором через газоход и перепускной клапан. Маршевый двигатель м.б. снабжен органами управления вектором тяги и выполнен, как и газогенератор -твердотопливным. Заряд твердого топлива газогенератора выполнен в виде цилиндра с центральным каналом, наружная и внутренняя цилиндрические поверхности которого бронированы. Увеличение давления в газогенераторе осуществляется посредством перетекания в него продуктов сгорания из маршевого двигателя. При этом соблюдены определенные условия по давлениям в маршевом двигателе и газогенераторе, а также по показателям степени в законе скорости горения зарядов в них. Техническим результатом изобретений является повышение маневренности ракеты за счет увеличения глубины регулирования управляющих тяговых усилий, а также эффективности использования топлива ракеты и увеличение коэффициента ее массового совершенства. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 3 ил.

1. Маневрирующая ступень ракеты с комбинированной двигательной установкой, содержащая головную часть, газогенератор с соплами - тянущими, толкающими и для управления по каналу крена, отличающаяся тем, что дополнительно введен маршевый двигатель, соединенный с газогенератором через газоход и клапан, с возможностью создания газовой связи.

2. Маневрирующая ступень ракеты с комбинированной двигательной установкой по п.1, отличающаяся тем, что маршевый двигатель снабжен органами управления вектором тяги.

3. Маневрирующая ступень ракеты с комбинированной двигательной установкой по п.2, отличающаяся тем, что органы управления вектором тяги расположены в сверхзвуковой части сопла маршевого ракетного двигателя.

4. Маневрирующая ступень ракеты с комбинированной двигательной установкой по п.1, отличающаяся тем, что маршевый двигатель и газогенератор выполнены твердотопливными.

5. Маневрирующая ступень ракеты с комбинированной двигательной установкой по п.4, отличающаяся тем, что заряд твердого топлива газогенератора выполнен в виде цилиндра с центральным каналом, наружная и внутренняя цилиндрические поверхности которого забронированы.

6. Способ управления движением маневрирующей ступени ракеты, заключающийся в распределении продуктов сгорания зарядов твердого топлива маршевого двигателя и газогенератора между соплами маршевого двигателя и соплами газогенератора, отличающийся тем, что увеличивают давление в газогенераторе посредством перетекания продуктов сгорания из маршевого двигателя при соблюдении следующих условий: Р н.м > Р н.г.г, ν_ГГ > ν_М, ν_ГГ → 1 и ν_ГГ < 1, где Р н.м - начальное давление продуктов сгорания в свободном объеме маршевого двигателя, Р н.г.г - начальное давление продуктов сгорания в свободном объеме газогенератора, ν_ГГ - показатель степени в законе скорости горения топлива заряда газогенератора, a ν_М - показатель степени в законе скорости горения топлива заряда маршевого двигателя.