РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА ДЛЯ УВОДА ОТДЕЛЯЕМЫХ ЧАСТЕЙ РАКЕТЫ
SOLID-PROPELLANT ROCKET ENGINE TO WITHDRAW ROCKET JETTISONABLE PARTS

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано при проектировании двигателей твердого топлива.
Известно, что для обеспечения увода отделяемых частей ракеты по направляющим штырям с траектории полета без соударения с ракетой необходимо, чтобы вектор тяги двигателя увода составлял с вектором полета ракеты некоторый угол, например, в пределах ~3°-10° (см. Г.Ф.Король «Инженерные методы расчета динамики ракет с РДТТ», стр.254. - М.: НТЦ «Информтехника», 1995 г.).
При использовании газосвязанных многосопельных двигателей (число сопел от 2 и более) наиболее просто это достигается за счет разных размеров противоположно расположенных в плоскости увода критических сечений сопел. Вектор тяги, реализуемый в сопле с большим критическим сечением, при одинаковом давлении в газосвязанной камере сгорания всегда больше, чем вектор тяги, реализуемый в сопле с меньшим критическим сечением при одинаковых параметрах выходной части сопла. За счет этого суммарный вектор тяги составляет некоторый угол по отношению к вектору тяги при одинаковых размерах критических сечений.
Известен двигатель, содержащий корпус с двумя соплами, в котором твердотопливный заряд разделен на две части, между которыми расположено воспламенительное устройство, срабатывающее от одного пиропатрона (см. «Двигатели специального назначения импульсного типа на твердом топливе. Основы проектирования, конструкция и опыт отработки», авторы И.М.Гладков, Ю.П.Ермаков и др., стр.102, рис.33. - М.: ЦНИИинформации, 1990 г.).
Недостаток такого двигателя при использовании в качестве двигателя увода объекта состоит в том, что в начальный момент движения за счет рассогласования вектора тяги с вектором полета появляется возмущающий момент и уводимый объект неравномерно отделяется от ракеты. Это создает возмущение как на ракету, которой приходится парировать данное возмущение командами системы управления, так и на отделяемый объект, который начинает двигаться по нерасчетной траектории.
Задачей предлагаемого изобретения является создание ракетного двигателя твердого топлива для увода отделяемых частей ракеты, позволяющего уменьшить возмущение в начальный момент движения отделяемого объекта за счет того что, суммарный вектор тяги двигателя отделения совпадает с вектором движения ракеты.
Это достигается тем, что известный ракетный двигатель твердого топлива для отделения частей ракеты содержит воспламенители c пиротехническим составом и пиропатрон, а каждый из воспламенителей установлен в одном из предсопловых объемов, размещенных с каждой стороны от опорных решеток заряда, при этом масса пиротехнического состава воспламенителя ,например, дымного ружейного пороха (ДРП) со стороны сопла с меньшим диаметром критического сечения больше массы пиротехнического состава противоположного воспламенителя или пиротехнические составы воспламенителей имеют разную энергетическую способность, причем со стороны сопла с меньшим критическим сечением энергетическая способность пиротехнического состава больше, чем у противоположного.
1
2
1
кр1
2
кр2
кр1
кр2
1
2
2
2
За счет такой конструкции суммарный вектор тяги двигателя совпадает с вектором движения ракеты, т.к. при срабатывании таких воспламенителей в начальный момент в предсопловых объемах создаются разные величины давлений продуктов сгорания, которые, истекая через критические сечения, создают равенство тяг R=R. При этом должно выполняться условие: Р·d =Р·d , где d<d, Р>Р.
1
2
2
1
Отделяемый объект без перекосов в начальный момент движения отделяется от ракеты по траектории, совпадающей с траекторией полета ракеты. Так как предсопловые объемы двигателей связаны газовой связью - единой камерой сгорания, то давление в предсопловых объемах через некоторое время выравнивается (Р=Р), в каждом сопле реализуется свой вектор тяги (R>R) и их суммарный вектор тяги приобретает расчетный угол рассогласования с вектором движения ракеты и за счет этого уводит отделяемый объект с траектории полета ракеты.
<mrow><mrow><mo>(</mo><mrow><msub><mi>d</mi><mrow><mi>к</mi><msub><mi>р</mi><mn>1</mn></msub></mrow></msub></mrow><mo>)</mo></mrow></mrow>
Такой же эффект достигается за счет того, что в воспламенителях содержится пиротехнический состав разных энергетических способностей. Например, дымный ружейный порох (ДРП) в воспламенителе со стороны меньшего диаметра критического сечения сопла
и крупнозернистый дымный порох (КЗДП) в противоположном воспламенителе ДРП при воспламенении сгорает быстрее, чем КЗДП, создавая в предсопловых объемах в фиксированный момент времени разное значение давлений продуктов сгорания. Такой же эффект достигается при одновременном использовании этих принципов.
Кроме того, размещение воспламенителей в предсопловых объемах по сравнению с воспламенителями в средней части позволяет повысить надежность зажжения многошашечного заряда за счет того, что продукты сгорания от каждого воспламенителя сначала движутся навстречу друг другу, а затем в обратную сторону, то есть больше времени взаимодействуют с поверхностью шашек заряда.
<mrow><mo stretchy="false">(</mo><msub><mi>d</mi><mrow><mi>к</mi><msub><mi>р</mi><mn>1</mn></msub></mrow></msub><mo><</mo><msub><mi>d</mi><mrow><mi>к</mi><msub><mi>р</mi><mn>2</mn></msub></mrow></msub><mo stretchy="false">)</mo></mrow>
Предложенная конструкция двигателя увода поясняется чертежом, на котором представлен общий вид двигателя (фиг. 1). Двигатель состоит из корпуса в виде цилиндра (1), закрытого с двух сторон сопловыми крышками (2), содержащими сопла (3) с разными значениями диаметров критических сечений
. В корпусе располагается многошашечный твердотопливный заряд (4).
В сопловых крышках (2) выполнены гнезда (5) для установки пиропатронов (6) и крепления перфорированных держатей (7), а также закреплены опорные решетки (8), ограничивающие перемещение заряда (4).
кр1
<mrow><mo stretchy="false">(</mo><msub><mi>d</mi><mrow><mi>к</mi><msub><mi>р</mi><mn>2</mn></msub></mrow></msub><mo stretchy="false">)</mo></mrow>
Внутри держателя располагаются футляры воспламенителя, содержащие пиротехнический состав (9). Полости пиропатрона и воспламенителя соединены форсажным каналом (10). При этом масса или энергетическая способность пиротехнического состава (9) со стороны сопла (3), имеющего меньшее значение диаметра критического сечения (d), больше, чем масса или энергетическая способность пиротехнического состава со стороны противоположного сопла, имеющего большее значение диаметра критического сечения
.
Двигатель работает следующим образом.
<mrow><msub><mi>P</mi><mn>1</mn></msub><mo>⋅</mo><mi>d</mi><mtext> </mtext><mi>к</mi><msubsup><mi>р</mi><mn>1</mn><mn>2</mn></msubsup><mo>=</mo><msub><mi>P</mi><mn>2</mn></msub><mo>⋅</mo><mi>d</mi><mtext> </mtext><mi>к</mi><msubsup><mi>р</mi><mn>2</mn><mn>2</mn></msubsup></mrow>
При подаче команды на срабатывание двигателя срабатывают пиропатроны (6), форсы их продуктов сгорания, истекая через форсажные каналы (10), разрушают футляр воспламенителя и зажигают пиротехнические составы (9), содержащиеся в них. Продукты сгорания воспламенителей через перфорированный держатель (7) истекают в предсопловые объемы и далее на поверхность многошашечного заряда твердого топлива (4). За счет разных масс или энергетических способностей пиротехнического состава воспламенителей в предсопловых объемах создается разное значение давлений продуктов сгорания, которые, истекая через сопла, создают одинаковую тягу каждого сопла. Пиротехнический состав обеспечивает условие:
. Отделяемый объект без перекосов в начальный момент движения отделяется от ракеты.
1
2
2
1
Так как предсопловые объемы связаны газовой связью - общей камерой сгорания, то давление продуктов сгорания через некоторое время в предсопловых объемах выравнивается (P=P) и при истечении через сопла с разными диаметрами критического сечения реализуют свои векторы тяги (R>R). Суммарный вектор тяги приобретает расчетный угол рассогласования с вектором движения ракеты и за счет этого уводит отделяемый объект с траектории полета ракеты.
Двигатель данной конструкции планируется использовать при уводе ракетного блока аварийного спасения космонавтов при пусках новейшего ракетоносителя.