ракетный двигатель

Формула изобретения

1. Ракетный двигатель, включающий, по меньшей мере, одно сопло, состоящее из стационарной части и, по меньшей мере, одного насадка, зафиксированного на стационарной части посредством механизма сброса, отличающийся тем, что механизм сброса содержит связанный с насадком толкатель, установленный с возможностью продольного перемещения на шпангоут, выполненный на стационарной части сопла, причем толкатель зафиксирован на шпангоуте кулачками (или шариками) с охватывающим их кольцевым затвором, установленным на толкатель с возможностью продольного перемещения, кроме того, толкатель выполнен в виде двух соосных связанных друг с другом полых цилиндров разного диаметра, образуя уступ на своих наружной и внутренней поверхностях, а по обеим цилиндрическим поверхностям наружного уступа толкателя с ним контактирует кольцевой затвор, имеющий Г-образное сечение и образующий вместе с толкателем затворную полость, которая сообщена с пиропатронами, помимо этого, наружная поверхность шпангоута выполнена с аналогичным уступом, цилиндрические участки которой контактируют с толкателем и образуют вместе с ним подпоршневую полость, а подпоршневая и затворная полости имеют или не имеют газосвязь между собой.

2. Ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что толкатель снабжен ограничителем хода кольцевого затвора.

3. Ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что каждый из насадков последовательно зафиксирован друг на друге с помощью своего механизма сброса.

4. Ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что с затворной и подпоршневой полостями пиропатроны сообщены по отдельности.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя системы аварийного спасения (САС) полезной нагрузки ракеты-носителя космического назначения, а также ракет авиационного базирования, пуск и полет которых возможен на разных высотах, соответствующих давлению окружающей среды от одной атмосферы до нулевого значения.

Известно, что основной функцией ракетного двигателя является создание суммарного импульса тяги J , который зависит [В.Е.Алемасов. Теория ракетных двигателей. Москва, ОБОРОНГИЗ, 1963 - 476 с., с. 412] от удельного импульса J и массы топлива :

Можно показать, что удельный импульс J ракетного двигателя, работающего на Земле при давлении окружающей среды Р_H, меньше пустотного значения удельного импульса J^п:

где F_a - площадь среза сопла;

G - массовый расход продуктов сгорания.

Пустотный удельный импульс J^п зависит от степени расширения сопла, определяемой площадью среза сопла F_a. Из выражения (2) следует различие требований к высотному и Земному соплам. Для высотного (Р_Н=0) сопла максимальный удельный импульс J обеспечивается увеличением степени расширения сопла (увеличением F_a). Для Земного сопла (Р_Н=1) неограниченное увеличение площади среза сопла F_a приводит к снижению удельного импульса J, a максимальное значение Земного удельного импульса достигается при умеренной степени расширения сопла, обеспечивающей равенство статического давления Р_a продуктов сгорания на срезе сопла давлению окружающей среды Р _Н:

Некоторые типы ракетных двигателей (например, двигатели системы аварийного спасения полезной нагрузки ракеты-носителя космического назначения) могут запускаться на различных (заранее неизвестных) высотах, соответствующих давлению окружающей среды от одной атмосферы до нулевого значения. При этом требуемое значение суммарного импульса тяги может задаваться в первую очередь для больших высот полета, т.к. ускорение ракеты-носителя на больших высотах является максимальным, а спасаемому аппарату (полезной нагрузке) необходимо сообщить такой импульс, чтобы аварийная ракета его не догнала. Обеспечить требуемое значение суммарного импульса тяги посредством увеличения степени расширения сопла невозможно из-за существенного уменьшения удельного импульса высотного сопла для случая его работы в Земных условиях. Таким образом, требуемое значение суммарного импульса тяги в известных ракетных двигателях обычно достигается увеличением массы топлива двигателя системы аварийного спасения (являющегося балластом при штатной работе ракеты-носителя). Соответственно масса полезной нагрузки ракеты-носителя снижается.

Известен ракетный двигатель с соплом, снабженным насадком [Конструкции ракетных двигателей на твердом топливе /Под общ. ред. Л.Н.Лаврова - М.: Машиностроение, 1993 - 215 с., ил., рисунок 3.13, с. 141], который в исходном положении установлен на стационарной части и закреплен на ней с помощью узлов фиксации.

Теоретически сопло с указанным насадком может использоваться на Земле в сложенном (положение А), а на высоте - в раздвинутом (положение Б) положениях (см. фиг.1). Практического использования такая схема работы сопла не находит вследствие:

- условий компоновки. Сопла двигателя САС, как правило, расположены под некоторым углом (20-30°) к продольной оси корпуса ракетного двигателя, т.е. таким образом, что попытка сдвинуть насадок в нерабочее положение А приводит к пересечению насадка с корпусом двигателя (заштрихованная область В на фиг.1), а в некоторых случаях - к пересечению насадков соседних (расположенных по окружности корпуса) сопел друг с другом;

- большой массы механизма фиксации насадка, что вызвано аэродинамическими нагрузками на насадок, направление которых не совпадает с продольной осью сопла;

- сложности механизма раздвижки насадка, обусловленной несовпадением направления раздвижки направлению полетной перегрузки (вызванным наклонным расположением сопел двигателя САС).

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому положительному эффекту к предлагаемому изобретению является техническое решение [Патент РФ № 2272928], раскрывающее ракетный двигатель, включающий, по меньшей мере, одно сопло, состоящее из стационарной части и, по меньшей мере, одного насадка, зафиксированного на стационарной части посредством механизма сброса. Механизм сброса образован подпружиненной кольцевой частью, зафиксированной замковым механизмом. Недостатком указанного технического решения является малая мощность подпружинивающего узла, обуславливающая малую скорость отделения сбрасываемого насадка. Для двигателей системы аварийного спасения малая скорость отделения не приемлема, т.к. в аварийной ситуации потребное время запуска двигателя САС исчисляется сотыми долями секунды.

Увеличение мощности подпружинивающего узла рассматриваемого технического решения возможно только за счет существенного увеличения массы и габаритов пружин, и, как следствие, увеличения массы и габаритов замкового механизма, что так же для малогабаритных двигателей САС не приемлемо.

Технической задачей настоящего изобретения является уменьшение массы снаряженного ракетного двигателя при обеспечении потребного суммарного импульса тяги для случаев запуска двигателя на любой высоте и при обеспечении простоты и надежности конструкции ракетного двигателя.

Сущность изобретения заключается в том, что в ракетном двигателе, включающем, по меньшей мере, одно сопло, состоящее из стационарной части и, по меньшей мере, одного насадка, насадок зафиксирован на стационарной части посредством механизма сброса. Механизм сброса содержит связанный с насадком толкатель, установленный с возможностью продольного перемещения на шпангоут, выполненный на стационарной части сопла. Толкатель зафиксирован на шпангоуте кулачками (или шариками) с охватывающим их кольцевым затвором, установленным на толкатель с возможностью продольного перемещения. Толкатель выполнен в виде двух соосных связанных друг с другом полых цилиндров разного диаметра, образуя уступ на своих наружной и внутренней поверхностях, а по обеим цилиндрическим поверхностям наружного уступа толкателя с ним контактирует кольцевой затвор. Кольцевой затвор имеет Г-образное сечение и образует вместе с толкателем затворную полость, которая сообщена с пиропатронами. Наружная поверхность шпангоута выполнена с аналогичным уступом, цилиндрические участки которой контактируют с толкателем и образуют вместе с ним подпоршневую полость, а подпоршневая полость газосвязана с затворной полостью. Толкатель снабжен ограничителем хода кольцевого затвора. Каждый из насадков может быть последовательно зафиксирован друг на друге с помощью своего механизма сброса. С затворной и подпоршневой полостями пиропатроны могут быть сообщены по отдельности, а газосвязь между указанными полостями в этом случае отсутствует.

Технический результат достигается тем, что потребный суммарный импульс тяги J возможно обеспечить при снижении массы топлива за счет сохранения высокого значения удельного импульса J как в Земных условиях, так и на высоте (см. выражение (1)). Сохранение высокого значения удельного импульса J достигается:

- в Земных условиях за счет выполнения условия (3), достигаемого оптимальным уменьшением степени расширения сопла при сбросе насадка (обеспечением умеренного значения F_a ). При выполнении условия (3) создается удельный импульс J, значение которого меньше пустотного J^п, но существенно больше Земного удельного импульса сопла, работающего в режиме перерасширения (т.е. имеющего (при несброшенном насадке) не оптимально (для данной высоты) большое значение F_a);

- в условиях разреженной атмосферы или вакуума за счет максимальной степени расширения сопла, обеспечиваемой закрепленным на стационарной части сопла насадком (с большим значением F_a).

В предлагаемом ракетном двигателе уменьшение потребной массы топлива превалирует над некоторым увеличением массы сопла, связанным с введением в его конструкцию механизма сброса.

В случае успешного старта ракеты-носителя ракетный двигатель САС не задействуется. Полет ракеты-носителя сопровождается снижением давления окружающей среды, вызванным набором высоты полета. При снижении давления окружающей среды Р_H с 1 до 0,95 кг/см² работа сопла с установленным насадком неэффективна (из-за снижения удельного импульса) почти в той же степени, что и при Р_H=1 кг/см², т.е. необходимость сброса насадка остается. С дальнейшим набором высоты второй член (F_a/G) P_H выражения (2) уменьшается, а задача увеличения пустотного удельного импульса J^п (за счет увеличения степени расширения сопла) становится более актуальной. На некоторой высоте наличие насадка обеспечивает увеличение удельного импульса (хотя давление Р_Н еще не упало до нуля). Т.е. сброс насадка целесообразен до набора этой высоты полета. Работа двигателя САС на высотах, близких к рассматриваемой, происходит с наименее оптимальной степенью расширения сопла.

Введение в конструкцию вместо одного нескольких насадков, последовательно зафиксированных друг на друге, обеспечивает близость степени расширения сопла к оптимальной для случаев работы ракетного двигателя практически на любой высоте. Например, при запуске двигателя на нулевой высоте сбрасывается первый насадок, имеющий минимальный диаметр (т.е. сбрасываются все насадки, последовательно установленные на первом). Если запуск двигателя происходит при несколько меньшем давлении, например P_H=0,8 кг/см², то сбрасывается второй насадок, а первый остается на работающем сопле. На больших высотах запуска сбрасывается третий насадок и т.д.

Для некоторых случаев (оптимизации мощности пиропатронов, упрощения экспериментальной отработки и т.д.) может оказаться целесообразным разблокировку кольцевого затвора производить отдельной группой пиропатронов, автономно сообщенных с затворной полостью, а сброс насадка - другой группой пиропатронов, автономно сообщенных с подпоршневой полостью. Для этого случая указанные полости должны быть изолированы друг от друга, т.е. газосвязь полостей в рассматриваемой конструкции не выполняется.

Простота конструкции ракетного двигателя достигается тем, что предложенная компоновка не требует специальных зон под увод насадка в нерабочее положение, не требуется механизмов раздвижки и торможения насадка, механизма его фиксации в нерабочем и рабочем положениях. Использование пиропатронов в качестве привода механизма сброса обеспечивает необходимую мощность для надежной работы устройства и его быстродействия. Сила, возникающая при срабатывании пиропатрона, во много раз больше силы, развиваемой пружинным приводом. Простота конструкции обеспечивает ее надежность.

Данное техническое решение не известно из патентной и технической литературы.

Изобретение поясняется следующим графическим материалом:

на фиг.1 показана проблематичность компоновки на корпусе ракетного двигателя САС наклонного сопла, имеющего сдвигаемый насадок;

на фиг.2 показан предлагаемый настоящим изобретением ракетный двигатель;

на фиг.3 показано сопло предлагаемого ракетного двигателя в исходном состоянии, оптимальном для работы в разреженной атмосфере (вакууме);

на фиг.4 показан в увеличенном масштабе механизм сброса в исходном состоянии;

на фиг.5 показан момент расфиксации кулачков при сдвигании кольцевого затвора;

на фиг.6 показано движение толкателя с насадком по шпангоуту под действием продуктов сгорания пиропатронов;

на фиг.7 показано сопло ракетного двигателя после сброса насадка, т.е. в состоянии оптимальной работы в Земных условиях (с уменьшенной площадью среза).

Ракетный двигатель (см. фиг.2) содержит корпус 1, по меньшей мере, одно сопло 2, которое может быть установлено под углом к оси корпуса 1. Сопло 2 состоит из стационарной части 3 и, по меньшей мере, одного насадка 4. Насадок 4 зафиксирован на стационарной части 3 посредством механизма сброса. Механизм сброса (см. фиг.3, 4) содержит толкатель 5, установленный с возможностью продольного перемещения на шпангоут 6, выполненный на стационарной части 3 сопла 2. В случае применения нескольких последовательно установленных друг на друге насадков 4 шпангоуты 6 выполняются не только на стационарной части 3, но и на насадках 4, имеющих меньший диаметр. Толкатель 5 жестко связан с насадком 4 и зафиксирован на шпангоуте 6 кулачками 7 (или шариками). Кулачки 7 (или шарики) установлены в сквозных радиальных окнах (отверстиях), выполненных в толкателе 5 по окружности вблизи его торца. На толкатель 5 с возможностью продольного перемещения установлен кольцевой затвор 8, охватывающий кулачки 7 (или шарики). Толкатель 5 выполнен в виде двух соосных связанных друг с другом полых цилиндров разного диаметра, образуя уступ на своих наружной и внутренней поверхностях. По обеим цилиндрическим поверхностям наружного уступа толкателя 5 с ним контактирует кольцевой затвор 8, имеющий Г-образное сечение, и образующий вместе с толкателем 5 затворную полость 9. Наружная поверхность шпангоута 6 выполнена с аналогичным уступом, цилиндрические участки которой контактируют с толкателем 5 и образуют вместе с ним подпоршневую полость 10. Подпоршневая полость 10 газосвязана с затворной полостью 9. На кольцевой затвор 8 или шпангоут 6 установлены пиропатроны 11, газосвязанные с подпоршневой 10 и затворной 9 полостями. Возможен вариант, когда одна группа пиропатронов установлена на кольцевой затвор 8 и автономно обращена только в затворную полость 9, а другая группа пиропатронов 11 установлена на шпангоут 6 и автономно обращена только в подпоршневую полость 10. Для этого варианта указанные полости должны быть изолированы друг от друга, т.е. газосвязь полостей 9 и 10 в рассматриваемом варианте конструкции не выполняется. Толкатель 5 снабжен ограничителем 12 хода кольцевого затвора 8. Ракетный двигатель снаряжен ракетным топливом, находящимся внутри корпуса 1. Масса указанного топлива обеспечивает создание потребного суммарного импульса тяги J , определяемого выражением (1), во всем диапазоне возможных высот запуска ракетного двигателя. Сопло 2 может (сопла могут) содержать несколько насадков 4, каждый из которых последовательно зафиксирован друг на друге с помощью своего механизма сброса. Несколько насадков 4 при некотором усложнении конструкции обеспечивают режим работы сопла 2, близкий к оптимальному на любой возможной высоте запуска ракетного двигателя.

Устройство работает следующим образом. В случае аварийной ситуации на ракете-носителе, находящейся на стартовой позиции или на начальной стадии полета, когда давление окружающей среды близко к одной атмосфере (Р _H 1), должна быть подана команда на запуск ракетного двигателя САС. За несколько миллисекунд перед подачей данной команды (практически одновременно с ней) подается команда на сброс насадка 4. Команда сброса насадка 4 поступает на пиропатроны 11, продукты сгорания которых создают давление в затворной полости 9. Под действием давления в затворной полости 9 кольцевой затвор 8 начинает перемещаться в сторону ограничителя 12, освобождая при этом кулачки 7. В результате исчезает фиксация насадка 4 на стационарной части 3 (см. фиг.5). К этому моменту появляется давление в подпоршневой полости 10 благодаря газосвязи затворной 9 и подпоршневой 10 полостей. Соответственно кулачки 7 выталкиваются в радиальном направлении наружу (см. фиг.6), и под действием давления в подпоршневой полости 10 толкатель 5 вместе с насадком 4 сбрасывается со стационарной части 3 (см. фиг.7). В следующий момент ракетный двигатель начинает свою работу. Благодаря отсутствию насадка 4 площадь среза сопла 2 оптимальна для Земных условий (выполняется соотношение (3)). Соответственно удельный импульс при работе на указанной высоте хотя и меньше своего пустотного значения, но существенно выше по сравнению с исходной комплектацией сопла 2, если бы оно оставалось снабженным насадком 4.

В случае штатной работы ракеты-носителя (отсутствия аварийных ситуаций) на начальном участке полета полет (в режиме «пассажир») ракетного двигателя САС происходит с установленными на нем насадками 4. Аэродинамические и инерционные (обусловленные полетной перегрузкой) силы, действующие на насадок 4, воспринимаются механизмом сброса, обеспечивающим целостность ракетного двигателя. С набором ракетой-носителем высоты давление окружающей среды падает. Существует некоторое значение высоты, начиная с которой сбрасывать насадок 4 нецелесообразно, т.к. при малом значении давления окружающей среды Р_H увеличение пустотного удельного импульса за счет большой степени расширения сопла превалирует над потерями удельного импульса, обусловленными вторым членом выражения (2).

В случае аварийной ситуации на ракете-носителе, находящейся на высоте, превышающей указанное значение, запуск ракетного двигателя САС производится без подачи команды на пиропатроны 11. Удельный импульс ракетного двигателя САС при работе двигателя на больших высотах (т.е. в условиях разреженной атмосферы) имеет максимальное значение вследствие большой степени расширения, обеспечиваемой насадком 4, который продолжает оставаться зафиксированным на стационарной части 3.

Технико-экономическая эффективность предлагаемого изобретения по сравнению с прототипом заключается в уменьшении массы снаряженного ракетного двигателя при обеспечении потребного суммарного импульса тяги для случаев запуска двигателя на любой высоте и при обеспечении простоты и надежности конструкции ракетного двигателя.