СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ РАКЕТЫ С МНОГОСТУПЕНЧАТЫМ ТВЁРДОТОПЛИВНЫМ ДВИГАТЕЛЕМ Российский патент 2023 года по МПК F02K9/08 

Изобретение относится к ракетостроению и может быть использовано для создания космических ракет-носителей, в частности малоразмерных, а также реактивных снарядов для перехвата быстролетящих и внеатмосферных целей.

Известен многоступенчатый ракетный двигатель твердого топлива, содержащий множество твердотопливных ступеней, соединенных последовательно так, что камера сгорания предыдущей ступени помещена в раструб закритической части сопла последующей ступени, и имеется механизм автоматической передачи горения между ступенями (см. патент RU 2082896 C1, 27.06.1997).

Преимущество вышеуказанного двигателя по сравнению с применяющимися в ступенях многоступенчатых ракет отдельных, не связанных между собой по горению и по управлению твердотопливных ракетных двигателей (РДТТ), состоит в возможности разделить общую массу твердого топлива одной ступени ракеты, между многими камерами сгорания меньшего размера.

При этом обеспечивается более частое отбрасывание отработавшей массы конструкции КС и сопла, т.е. осуществляется более близкое к идеальному расходование служебной массы пропорционально расходу топлива. Это существенно уменьшает отношение конечной массы ракеты к стартовой массе ракеты, что необходимо для достижения высокой конечной скорости полета. Кроме того, рабочие камеры меньшего размера меньше подвержены возникновению режима вибрационного горения. Это имеет место, во-первых, из-за увеличивающейся низшей собственной частоты акустических колебаний газа в камере сгорания малого размера, что усиливает действия факторов затухания колебаний. Во-вторых, это вызывает запаздывание фазы усиления скорости горения в ответ на увеличение давления акустической волны, т.к. скорость горения контролируется сравнительно медленными диффузионными процессами смешения горючих и окислительных компонент гетерогенного смесевого топлива. В результате смещения фазы положительная обратная связь смещается в сторону нейтральной или даже отрицательной, чем обеспечивается устойчивость горения.

Другим преимуществом дробления общего объема рабочей камеры на множество мелких объемов является возможность оперативного профилирования тяги и суммарного импульса двигателя под конкретное полетное задание, что в данном случае может осуществляться за счет быстрой предстартовой сборки пакета ступеней с варьированием числа ступеней и тяг отдельных ступеней из заранее заготовленного набора (магазина) отдельных ступеней (блоков), соединяемых в виде стопки – без

какого-либо скрепления. Профиль стопки ступеней формируется в зависимости от скорости цели, дальности и высоты до нее, параметров среды и т.п.

Недостатком вышеописанной схемы ракеты с многоступенчатым двигателем является необходимость иметь на борту запас вспомогательного рабочего тела и/или развитые аэродинамические рули - для эффективного управления вектором тяги. Это увеличивает стартовую массу ракеты и особенно нежелательно для ракеты - перехватчика, который должен интенсивно маневрировать на всем протяжении полета до встречи с маневрирующей целью. Причем основной расход вспомогательной массы для управления приходится на конечный участок полета, например на внеатмосферный, где невозможно применить аэродинамические рули, а газовые рули, располагаемые в потоке на срезе сопла, не согласуются с данной конструкцией, в которой камера сгорания предыдущей ступени плотно вставлена в закритическую часть сопла следующей ступени.

Цель изобретения состоит в устранении указанного недостатка известной системы управления ракеты с многоступенчатым твердотопливным ракетным двигателем, а именно - обеспечение возможности экономичного управления направлением вектора тяги на протяжении всего полета. Т.е. ставится задача обеспечения возможности интенсивного маневрирования при незначительной затрате рабочего тела на маневрирование на всем протяжении полета, включая и наиболее ответственный заключительный этап маневрирования перехватчика в безвоздушной среде.

Предлагается система управления ракеты с многоступенчатым твердотопливным двигателем, содержащим множество расположенных вдоль общей оси рабочих камер, состыкованных между собой за счет того, что верхняя часть камеры сгорания предыдущей ступени плотно прилегает к внутренней поверхности закритической части сопла следующей ступени.

Цель изобретения достигается тем, что на краю закритической части сопла рабочей камеры каждой ступени выполнены как минимум три выреза, распределенные по окружности сопла и прикрытые каждый, расположенными с наружной стороны оболочки сопла рулевыми заслонками, закрепленными на оболочке сопла при помощи шарнира, расположенного в верхней части заслонки и обеспечивающего возможность управляемого отклонения заслонки в наружную сторону. Имеется также привод отклонения указанных рулевых заслонок посредством механизмов передачи движений, действующий синхронно на заслонки всех ступеней, расположенные на общей вертикали, и не препятствующий свободной расстыковке ступеней. При этом, указанные заслонки выполняют функцию рулей, действие которых основано на том, что сила давления потока газов закритической части сопла на указанные заслонки, прикрывающие вырезанную закритическую часть сопла, при отклонении заслонок уменьшается при увеличении отклонения рулевой заслонки. Это эквивалентно появлению поперечной силы обратного знака, действующей на нижнюю часть ракеты и вызывающей угловое ускорение ракеты по тангажу или рысканию. Максимальная величина этой силы равна силе давления потока газов на вырезанную часть площади закритической оболочки сопла.

В частном варианте конструктивного выполнения указанный шарнир крепления рулевой заслонки к наружной поверхности сопла является одноосным шарниром с осью, расположенной по касательной к окружности поперечного сечения сопла, а механизм передачи управляемых отклонений заслонок содержит расположенный параллельно продольной оси каждой ступени стержень, нижняя часть которого шарнирно соединена с установленным около заслонки рычагом, служащим ограничителем отклонения рулевой заслонки, а в верхней части упирается в дно телескопической втулки, которая, в свою очередь, шарнирно прикрепляется к аналогичному рычагу вышележащей ступени двигателя, располагаясь при этом соосно с аналогичным стержнем вышележащей ступени. При этом указанные стержни образуют непрерывную последовательность стержней, соединяющую все ступени с сервоприводом, расположенным в головной части ракеты и осуществляющим синхронное перемещение ограничителей отклонения рулевых заслонок всех ступеней, расположенных на общей вертикальной линии расположения стержней. При этом решается наиболее сложная задача управления - управления ориентацией ракеты по углу курса и тангажа. Управление креном может быть экономично решено посредством маховичного аккумулятора момента количества движения расположенного в головной части ракеты.

Чтобы решить задачу управления креном за счет маршевого двигателя, в частном варианте конструкции, рулевые заслонки, расположенные, как минимум, на одной из вертикалей, прикреплены к поверхности сопла посредством двухосного или шарового (универсального) шарнира, т.е. с возможностью отклонения по углу не только в плоскости, проходящей через ось ракеты, но и в поперечной к оси ракеты плоскости. При этом вводится дополнительный сервопривод управления углом отклонения рулевой заслонки в этой плоскости. Возникновение тангенциальной по отношению к оси ракеты силы при этом объясняется тем, что вектор суммарного давления газов на заслонку практически перпендикулярен поверхности заслонки. Таким образом, по крайней мере, одна из заслонок будет создавать знакопеременную силу, расположенную тангенциально к оси ракеты, что достаточно для управления креном, т.е. для стабилизации ракеты по вращению вокруг своей оси.

В частном варианте конструктивного выполнения, указанный дополнительный привод управления угловым положение рулевой заслонки в поперечной плоскости представляет собой дополнительный стержневой механизм, аналогичный вышеописанному, расположенный на наружной поверхности сопла, но взаимодействующий с другим краем той же рулевой заслонки, закрепленной посредством двухосного шарнира. Таким образом, все рулевые заслонки, расположенные на одной из вертикальных цепочек будут синхронно управляться по двум углам отклонения. При этом однонаправленная компонента отклонения краев указанной заслонки будет работать на управление курсом и тангажем, а дифференциальная компонента - на управление креном.

Согласованное управление указанными углами как минимум трех распределенных по окружности рулевых заслонок, позволяет устанавливать требуемые для управления углы крена, тангажа и рыскания, т.е. обеспечивает полное управление, необходимое для стабилизации и маневрирования ракеты. При этом, в процессе управления, заслонки, расположенные на вышележащих ступенях также совершают вышеуказанные перемещения, синхронно с заслонками нижней, работающей в данный момент времени, ступени. Но они находятся вне потока газов и не испытывают силовых воздействий (кроме небольших сил от воздуха на атмосферном участке полета). Таким образом, обеспечивается возможность управления направлением вектора тяги двигателя, а также ориентацией ракеты по углу крена на всем протяжении полета, включая и внеатмосферный участок, на котором требуется интенсивное маневрирование для перехвата быстролетящих целей. При этом, маневрирование осуществляется за счет маршевого двигателя. Причем расход топлива увеличивается лишь в меру потери величины тяги, создаваемой указанными вырезами сопла, имеющими сравнительно небольшую площадь. Этого достаточно для преодоления моментов инерции ракеты на всех участках полета, т.к. вначале, когда момент инерции ракеты велик, интенсивного маневрирования не требуется, а на заключительном этапе, когда от интенсивности маневрирования зависит величина промаха по цели, момент инерции многократно меньше.

Изобретение поясняется нижеследующим детальным описанием примеров конструктивного выполнения и шестью фигурами.

На фиг. 1 схематично изображена в разрезе ракета с предлагаемой системой управления - разрез ломанной плоскостью А-А, показанной на фиг. 3.

На фиг. 2 изображена силовая оболочка рабочей камеры одной из ступеней с вырезами по нижнему краю сопла. Рулевые заслонки не показаны.

На фиг. 3 изображен разрез поперечной плоскостью Б-Б, показанной на фиг. 1. Схематично изображены рычаги, служащие ограничителями отклонения рулевых заслонок.

На фиг. 4 изображена с увеличением зона I, показанная на фиг. 1, где схематично представлен узел рулевой заслонки с двухосным шарниром крепления.

На фиг. 5 изображена головная ступень ракеты и иллюстрируется функционирование системы управления на этапе интенсивного маневрирования. Также иллюстрируется влияние отклонения заслонок на направление вектора тяги двигателя. F - сила тяги, V - скорость полета, G -ускорение, S - траектория полета, h - плечо силы тяги относительно центра массы М.

На фиг.6 поясняется способ управления вектором поперечной компоненты тяги двигателя изменением величины трех сил постоянного направления: «а», «b» и « с». X; Y - компоненты вектора поперечной составляющей тяги.

Двигатель ракеты с предлагаемой системой управления содержит множество рабочих камер 1, состыкованных между собой посредством плотного прилегания наружной поверхности 2 камеры сгорания предыдущей ступени с внутренней поверхностью закритической части 3 сопла следующей ступени. При этом образуется стопка из ракетных ступеней, длину и состав которой можно оперативно изменять в зависимости от отдельного полетного задания. Это обеспечивается унификацией размеров и формы стыковочных зон рабочих камер всех ступеней, а также наличием заготовленного набора (магазина) ступеней разных параметров по тяге, времени горения и т.п.. В огневом днище всех ступеней, кроме последней, имеется механизм 4 передачи горения в вышележащую ступень, инициируемый на заключительном этапе выгорания топлива предыдущей ступени. Это может быть или прорывная мембрана, обнажаемая при утоныпении слоя твердого топлива, или клапан перепуска горячих газов в вышележащую камеру сгорания, открываемый автоматическим устройством по сигналу датчика уменьшения перегрузки ракеты или по сигналу внебортового источника, поступающему по радиоканалу.

На краю оболочки закритической части сопла каждой ступени имеются как минимум три выреза 5, (см. фиг. 2) распределенные по окружности среза сопла. Указанные вырезы прикрыты рулевыми заслонками 6, прикрепленными к наружной поверхности сопла посредством шарниров 7, 8 и 9. Причем шарниры 7 и 8 являются цилиндрическим (или одноосными), т.е. имеют каждый лишь по одной оси вращения, чем обеспечивается лишь одна степень подвижности заслонки. А шарнир 9 - двухосный, обеспечивающий возможность углового отклонения заслонки по двум углам, а именно в плоскости, проходящей через продольную ось ракеты, а также в поперечной плоскости. Отклонения заслонок ограничиваются четырьмя рычагами 10.

При этом заслонки, прикрепленные одноосными шарнирами 7 и 8, имеют лишь по одному рычагу 10, ограничивающему угол отклонения заслонки в поперечной плоскости. А заслонка 6 с двухосным шарниром 9 крепления снабжена двумя рычагами 10, что соответствует двум степеням подвижности данной заслонки. При этом синхронная компонента отклонения двух рычагов 10 заслонки контролирует ход возможного отклонения заслонки в продольной плоскости, проходящей через ось ракеты, а дифференциальная компонента контролирует отклонение заслонки в поперечной к оси ракеты плоскости. Это отклонение соответствует появлению плеча силы давления газов на заслонку, т.е. появление момента, создающего вращение ракеты вокруг своей оси. Это используется для управления ракеты по углу крена.

Аналогичное устройство имеют механизмы заслонок всех ступеней ракеты. При этом заслонки расположены по трем вертикальным линиям. Причем расположенные на одной вертикали рычаги 10 имеют однотипные шарниры (т.е. одноосные или двухосные) и связаны между собой цепочкой стержней 11. При этом каждый из стержней 11 снабжен телескопической втулкой 12, закрепленной на нижнем конце стержня 11 и снабжен щарниром 13, посредством которого он соединяется с одним из вышеуказанных рычагов 10, как это показано на фиг. 4. При этом каждый из стержней 11 нижележащей ступени упирается своим верхним концом в дно телескопической втулки 12 вышележащей ступени, образуя непрерывную цепь из стержней 11, способную передавать усилия сжатия по всей цепочке, идущей к головной ступени, где расположены сервоприводы перемещения цепочки стержней по вертикали. Это может быть винтовая пара 14 (фиг. 5) с управляемым сервоэлектроприводом 15.

В головной ступени 16 ракеты кроме маревого двигателя 17 расположен блок управления ракеты, а также приемники сигналов управления и позиционирования ракеты, или автономная система навигации и управления. Также имеется боевая часть 18.

Функционирует ракета с предлагаемой системой управления следующим образом. Инициируя зажигание нижней ступени, производят старт с площадки, снабженной газоотводом, или из трубчатой направляющей (минометный старт). При этом сразу в работу вступает система управления, действие которой заключается в стабилизации или изменении ориентации продольной оси ракеты по углам курса и тангажа при помощи изменения углов отклонения заслонок 6 нижележащей ступени по всем располагаемым степеням свободы, ограничиваемым шарнирами 7, 8 и 9. Указанные отклонения заслонок 6 производятся путем продольного перемещения четырех цепочек стержней 11 с помощью сервоэлектроприводов 15. При этом севоэлектропривод 15 влияет лишь на ограничение высоты подъема стержня 11, а сам подъем стержней и выбирание до нуля образующихся в цепочке зазоров происходит за счет действия давления газов на заслонку 6 нижней ступени. Давление газов на заслонки 6 имеет место как за счет недорасширения газов в закритической части сопла, так и за счет кривизны стенки закритической части сопла, вызывающей уменьшение конуса расходимости потока газов (см. фиг. 5). Причем, когда заслонка 6 отклоняется, давление газов на нее уменьшается, вплоть до нуля, т.к. заслонка при этом уменьшает степень отклонения потока газов, выходящих из соответствующего выреза 5 сопла. Уменьшение давления на заслонку 6 эквивалентно появлению поперечной силы противоположного направления, т.е. эквивалентно отклонению вектора тяги F работающей ступени твердотопливного двигателя.

При этом трех распределенных по окружности сопла заслонок 6 достаточно для создания поперечной силы любого направления и любой величины. Однако для того, что задать на плоскости любой вектор требуются всего две координаты. В рассматриваемом же случае, использование трех стержневых каналов управления создает избыточность. Эта избыточность проявляется в виде возможности получать требуемые координаты X и Y вектора (см. фиг. 6) при разных длинах трех векторов «а», «b» и «с», расположенных между собой под углом 120 градусов. Однако эта избыточность необходима, т.к. заслонки 6, в отличие от обычных рулей, не могут создавать знакопеременную поперечную (к оси ракеты) силу.

Четвертая цепочка стержней необходима для создания управляемой тангенциальной силы, используемой для управления по крену, т.е. для управления вращением ракеты вокруг своей оси. Тангенциальная сила знакопеременна, в отличие от поперечной радиальной силы -знакопеременна. Это позволяет управлять вращением ракеты вокруг своей оси за счет маршевых двигателей (т.е. позволяет отказаться от использования каких либо дополнительных двигателей малой тяги или маховичных моментных двигателей ориентации).

Вектор тяги F головной ступени 16, для обеспечения максимальной кривизны траектории S, должен поворачиваться на 90 градусов, создавая минимальный радиус R кривизны, перпендикулярный скорости V за счет вектора ускорения G. Данный поворот создается за счет плеча h силы F относительно центра массы М.

Когда топливо нижней твердотопливной ступени подходит к полному выгоранию, тяга уменьшается, и это может служить сигналом к срабатыванию механизма передачи горения в вышележащую ступень. При этом, в вышележащей ступени появляется давление, которое выталкивает нижележащую отработавшую ступень. При этом стержни 11 отделяющейся ступени свободно выходят из телескопических втулок 12 вышележащей ступени. При этом функционирование системы управления автоматически передается на вышележащую ступень без каких либо задержек, т.к. отделение нижележащей ступени происходит в момент, когда в рабочей камере вышележащей ступени уже имеется давление, за счет которого и происходит разделение ступеней.

Таким образом предлагаемая система управления работает на всех этапах полета,, как на атмосферном, так и на космическом участке.

Быстродействие системы управления зависит от массы цепочки стержней, которая в процессе отделения ступеней уменьшается. Это соответствует потребности повышать быстродействие к концу полета, где от скорости маневрирования зависит величина промаха по быстродвижущейся цели. Уменьшающаяся к концу полета масса ракеты позволяет делать верхние ступени двигателя с меньшей тягой, чем нижние, например с меньшей скоростью горения. Эта возможность обеспечивается многоступенчатостью твердотопливного двигателя и возможностью быстро оперативно формировать набор ступеней под конкретную задачу полета.

Простота конструкции ракеты с предлагаемой управления, позволяет применять ее для малоразмерных ракет со стартовой массой до нескольких сотен и даже десятков килограмм, т.е. позволяет строить ракеты, являющиеся, по сути - реактивными снарядами. При этом конечные скорости и достигаемые высоты, определяемые соотношением начальной и конечной масс ракеты, мало зависят от размерности ракеты. Т.е., как и у большой многоступенчатой ракеты, обеспечивается (в принципе)возможность достижения космических скоростей полета и неограниченных высот. Уменьшение размерности ракеты при этом позволит уменьшить затраты на создание воздушно-космической обороны. При этом уменьшение боезаряда головной части может компенсироваться повышением точности наведения, что соответствует наблюдающейся тенденции развития различных видов вооружения. Кроме того, малоразмерный, а следовательно, и дешевый в массовом производстве, ракетный снаряд-перехватчик допускает повышенное число промахов, как это имеет место в артиллерии, где снаряды существенно дешевле многоступенчатых ракет.

Изобретение относится к двигательным установкам ракет-носителей (в частности, малоразмерных) и ракет-перехватчиков внеатмосферных и быстролетящих целей. Предлагаемая ракета содержит систему управления (СУ) и многоступенчатый твердотопливный двигатель, состоящий из множества камер (1) сгорания (КС), соединенных между собой по продольной схеме и снабженных механизмом (4) автоматической передачи горения между ними. КС поочередно отделяются по мере выгорания топлива в них. При этом СУ имеет в головной ступени сервоприводы, действие которых передается (стержнями 11) на все нижележащие ступени, не создавая перерывов в управлении. Исполнительные органы СУ выполнены в виде шарнирно закрепленных (в областях I) рулевых заслонок, совмещаемых с вырезами в закритической части сопел КС. Эти заслонки имеют между собой механические связи, не препятствующие разделению ступеней. Технический результат состоит в обеспечении эффективного маневрирования ракеты при полете как в атмосфере, так и вне нее, а также – в возможности оперативной компоновки ступеней под конкретное полетное задание. 3 з.п. ф-лы, 6 ил.

1. Система управления ракеты с многоступенчатым твёрдотопливным двигателем, содержащим множество расположенных вдоль общей оси рабочих камер, состыкованных между собой за счет того, что верхняя часть камеры сгорания предыдущей ступени плотно прилегает к внутренней поверхности закритической части сопла следующей ступени, отличающаяся тем, что на краю закритической части сопла рабочей камеры ступени выполнены по меньшей мере три выреза, распределённых по окружности сопла и прикрытых, каждый, расположенными с наружной стороны оболочки сопла рулевыми заслонками, закреплёнными на оболочке сопла при помощи шарнира, расположенного в верхней части заслонки и обеспечивающего возможность управляемого отклонения заслонки в наружную сторону, и имеется также привод отклонения указанных заслонок посредством механизмов передачи движений, действующих синхронно на расположенные на общей вертикали заслонки всех ступеней и не препятствующих свободной расстыковке ступеней.

2. Система управления по п. 1, отличающаяся тем, что указанный шарнир крепления расположенных по меньшей мере на одной из вертикалей заслонок является одноосным шарниром с осью, расположенной по касательной к окружности поперечного сечения сопла, а механизм передачи управляемых отклонений заслонок содержит расположенный вдоль продольной оси каждой ступени стержень, нижняя часть которого снабжена телескопической втулкой и шарнирно соединена с установленным около рулевой заслонки рычагом, служащим ограничителем отклонения заслонки, а верхней частью упирается в дно телескопической втулки аналогичного стержня вышележащей ступени, располагаясь при этом соосно со стержнем вышележащей ступени.

3. Система управления по п. 1, отличающаяся тем, что расположенные по меньшей мере на одной из вертикалей заслонки прикреплены к поверхности сопла посредством двухосного или шарового, универсального, шарнира, с возможностью отклонения по углу не только в плоскости, проходящей через ось ракеты, но и в поперечной к оси ракеты плоскости, причем заслонки связаны с дополнительным сервоприводом управления.

4. Система управления по п. 3, отличающаяся тем, что указанный дополнительный сервопривод управления представляет собой дополнительный механизм, содержащий стержень, нижний конец которого шарнирно соединен с рычагом, служащим ограничителем отклонения заслонки и взаимодействующим при этом с другим краем той же заслонки, закреплённой посредством двухосного шарнира.