Ракета и ракетный двигатель твёрдого топлива
ROCKET AND SOLID-PROPELLANT ROCKET ENGINE

Изобретения относятся к ракетной технике и могут быть использованы при создании ракеты и ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ), имеющих габаритные ограничения в исходном состоянии, причем длина полезного груза ракеты (капсулы с приборами, или исследовательского зонда) сопоставима с длиной корпуса РДТТ.
Известно, что с целью сокращения габаритов РДТТ и ракеты в целом внутренние полости РДТТ (сквозной канал заряда) могут быть использованы для размещения полезного груза. В ракетном двигателе твердого топлива [патент US 6647889], содержащем корпус, заряд, сопло, передняя крышка выполнена в виде стакана, в котором размещен полезный груз. Стакан расположен в сквозном канале заряда. С внутренней цилиндрической поверхностью стакана контактирует поршень, установленный с возможностью продольного перемещения. На поршне закреплен полезный груз. Недостаток рассматриваемой схемы - повышенная масса стакана, цилиндрическая обечайка которого должна работать на устойчивость при действии на нее наружного (относительно стакана) внутрикамерного давления, возникающего в корпусе РДТТ при его работе.
Наиболее близким по технической сущности и достигаемому положительному эффекту к изобретению «Ракетный двигатель твердого топлива» является ракетный двигатель твердого топлива [патент РФ №2558488], содержащий корпус с днищами, задний узел стыка, сопловой блок, сопряженный с передним днищем стакан, с внутренней цилиндрической поверхностью которого контактирует поддон (поршень) с выдвигаемым в полете полезным грузом. В стакане под поршнем установлен аккумулятор давления, рассчитанный на создание давления в стакане. При этом прочность стакана обеспечивается минимальной толщиной стенок (соответствующей минимальной массе стакана) при действии на стакан уравновешивающего давления.
Недостатками данной схемы РДТТ являются:
- Поршень, находящийся в стакане, увеличивает массу конструкции РДТТ и снижает энергомассовое совершенство РДТТ;
- Подвижные элементы и механизмы выдвижения полезного груза в полете приводят к структурному усложнению конструкции и снижают ее надежность;
- Задний узел стыка рассмотренного РДТТ рассчитан на незначительные нагрузки.
При обсуждении представленного РДТТ ранее не затрагивался вопрос, в состав какой ракеты (одно- или многоступенчатой) входит РДТТ. Наиболее простая схема одноступенчатой ракеты не всегда может разогнать полезный груз до скорости, необходимой для достижения требуемой высоты или дальности. Соответственно, возникает вопрос компактного размещения длинного полезного груза в многоступенчатой ракете. При этом требуется РДТТ, который обеспечит выполнение двух задач:
- Размещение длинного полезного груза, диаметр которого меньше диаметра РДТТ, во внутренних полостях РДТТ;
- Интеграция РДТТ с указанными особенностями в многоступенчатую ракету. Требуется соответствующий поиск схемы многоступенчатой ракеты и схемы РДТТ для нее (что является предметом настоящих изобретений).
Рассмотренная схема РДТТ-прототипа с размещением полезного груза в сквозном канале заряда компактна, но применима для одноступенчатой ракеты (в условиях, когда длина полезного груза заведомо меньше длины корпуса РДТТ). Для многоступенчатой ракеты масса и длина верхней ступени, как правило, меньше массы и длины первой ступени. Т.е. длина рассматриваемого полезного груза становится больше длины верхней (второй) ступени (или больше половины длины ракеты). В данных условиях скомпоновать полезный груз в ракете, имеющей габаритные ограничения, проблематично. Если перераспределить длину ступеней, подстраиваясь под длину полезного груза, то распределение массы топлива по ступеням ракеты будет неоптимальным, ухудшающим энергомассовое совершенство ракеты. В ракете с оптимальным распределением массы топлива по ступеням размещение длинного полезного груза внутри длинной первой ступени возможно за счет изменения схемы многоступенчатой ракеты. Изменение схемы ракеты и, соответственно, схемы РДТТ, заключается в том, что первая ступень ракеты расположена не традиционно сзади (толкающая схема), а спереди, т.е. по тянущей схеме. Отметим, что ранее рассмотренная схема РДТТ (с размещением полезного груза в сквозном канале заряда) является толкающей, а не тянущей. Компактность компоновки достигнута при том, что стакан, являясь принадлежностью РДТТ, служит силовым элементом, передающим тягу на полезный груз. Т.е. при изменении схемы ракеты требуется увязать схему рассматриваемой ракеты и схему РДТТ.
Наиболее близким по технической сущности и достигаемому положительному эффекту к изобретению «Ракета» является ракета с РДТТ, являющимся тянущим [Управляемые энергетические установки на твердом ракетном топливе / В.И. Петренко, М.И. Соколовский, Г.А. Зыков, С.В. Лянгузов и др. Под общ. ред. М.И. Соколовского и В.И. Петренко. - М.: Машиностроение, 2003, 464 с., ил., страница 165, рис. 3.1]. Сопловой блок РДТТ образован несколькими равномерно распределенными по окружности наклонными соплами, установленными на заднем днище. Наклонное расположение сопел обусловлено как тянущим типом РДТТ, так и необходимостью максимально приблизить РДТТ к смежным элементам конструкции (смежной ступени ракеты). Смежная ступень ракеты может быть снабжена твердотопливным или жидкостным ракетным двигателем, называемым далее «ракетный двигатель». РДТТ снабжен задним узлом стыка. Основное назначение РДТТ, являющегося тянущим, рассматриваемой ракеты - командное изменение создаваемого РДТТ суммарного импульса тяги и командное изменение массы ракеты. Схема ракеты с тянущим РДТТ обеспечивает изменение траектории и дальности полета за счет управления циклограммой работы двигателей ракеты. Командное изменение приращения скорости полета достигается комбинацией двух команд (включения РДТТ, который является тянущим, и его отделения) и, соответственно, двух процессов:
- изменением разгоняемой массы ракеты за счет выбора времени сброса РДТТ, являющегося балластом (во время работы толкающего ракетного двигателя (в данном случае основного двигателя));
- изменением суммарного импульса тяги РДТТ при командном изменении времени его «полезной» работы за счет выбора времени (отсчитываемого от включения РДТТ) сброса РДТТ.
Старт ракеты происходит при запуске толкающего ракетного двигателя (основного двигателя), расположенного «сзади». В какой-то момент времени РДТТ работает параллельно с толкающим ракетным двигателем. Таким образом, рассматриваемая ракета по своей сути не является двухступенчатой. Энергомассовые характеристики рассматриваемой ракеты недостаточны, чтобы исследовательский зонд (полезный груз) достиг требуемой высоты. Как правило, введение в ракету второй ступени (имеющей оптимальную массу, т.е. массу меньшую массы первой ступени) призвано увеличить скорость (высоту, дальность) полета ракеты. А в рассматриваемой ракете тянущий РДТТ (являющийся регулирующим балластом) не увеличивает скорость и дальность (скорее, наоборот), а обеспечивает командное изменение скорости (высоты, дальности) полета ракеты.
РДТТ рассмотренной ракеты не приспособлен для размещения полезного груза, имеющего большую длину (т.е. не имеет приспособленных под данную задачу полостей). Например, для размещения длинного полезного груза в РДТТ рассмотренной ракеты отсутствует цилиндрический стакан, сопряженный с передним днищем. Полезный груз цилиндро-конической формы рассматриваемой ракеты (выбранной в качестве прототипа) размещен между РДТТ, являющимся тянущим, и толкающим ракетным двигателем (основным двигателем). Т.е. длина ракеты увеличена на величину длины цилиндрического участка полезного груза.
Пакетная компоновка полезного груза вдоль ракеты не всегда допустима с точки зрения стартово-пускового оборудования.
Технической задачей изобретения «Ракета», а также изобретения «Ракетный двигатель твердого топлива» является повышение энергомассового совершенства ракеты и РДТТ, упрощение их конструкции и повышение надежности, расширение функциональных возможностей РДТТ при минимизации в исходном состоянии габаритов ракеты.
Сущность изобретения «Ракета» заключается в том, что в ракете, содержащей ракетный двигатель твердого топлива, являющийся тянущим, сопловой блок которого образован несколькими равномерно распределенными по окружности наклонными соплами, установленными на заднем днище, и имеющий задний узел стыка, толкающий ракетный двигатель, причем с корпусом РДТТ сопряжен стакан, с внутренней цилиндрической поверхностью которого контактирует поддон с полезным грузом, поддон связан с толкающим ракетным двигателем. Длина и масса РДТТ превышают длину и массу толкающего ракетного двигателя. Длина полезного груза может превышать половину длины ракеты. Связь поддона с толкающим ракетным двигателем может заключаться в том, что поддоном является элемент конструкции толкающего ракетного двигателя. Задний узел стыка РДТТ может быть соединен отсеком непосредственно с толкающим ракетным двигателем. Отсек может быть снабжен окнами, выполненными напротив сопел РДТТ.
Сущность изобретения «Ракетный двигатель твердого топлива» заключается в том, что в ракетном двигателе твердого топлива, содержащем корпус с днищами, задний узел стыка, сопловой блок, сопряженный с передним днищем стакан, с внутренней цилиндрической поверхностью которого контактирует поддон с полезным грузом, стакан сопряжен с задним днищем и имеет открытый задний торец. Площадь поперечного сечения заднего узла стыка определена тянуще-изгибной нагрузкой, равной сумме величины тяги РДТТ и полетных нагрузок. Стакан, заднее днище, наклонные сопла могут быть технологически объединены между собой. Передний торец стакана может быть герметично закрыт мембраной. В стакане может быть установлен аккумулятор давления. Стакан может быть газосвязан с корпусом.
Технический результат (повышение энергомассового совершенства, расширение функциональных возможностей при минимизации габаритов) в ракете достигается следующим. В условиях, когда полезный груз имеет форму цилиндра, диаметр которого меньше диаметра РДТТ, а длина превышает половину длины ракеты, длинный полезный груз (при габаритных ограничениях) возможно размесить только внутри наиболее длинной ступени. Наиболее длинная (первая) ступень - это РДТТ, установленный в ракете по тянущей схеме. Полезный груз, связанный с поддоном второй ступени, размещается внутри РДТТ при использовании РДТТ, являющегося тянущим, в качестве первой ступени.
Повышение энергомассового совершенства ракеты, в состав которой входит РДТТ, являющийся тянущим, и используемый в качестве первой ступени, обеспечивается:
- оптимизацией распределения массы топлива по ступеням ракеты, в состав которой входит предлагаемый РДТТ (т.е. большая часть топлива размещается на первой ступени). Оптимизация распределения массы топлива по ступеням делает ракету по-настоящему двухступенчатой. На начальном участке полета работает РДТТ, являющийся тянущим, (первая ступень). Двухступенчатая схема ракеты выполняет свою главную функцию - повышение скорости (высоты, дальности) полета по сравнению с одноступенчатой ракетой;
- увеличением общей массы топлива ракеты в объеме цилиндра, занимаемого первой и второй ступенями;
- обеспечением возможности снижения массы конструкции ракетного двигателя второй ступени.
При оптимальном распределении массы топлива по ступеням ракеты масса (и соответственно длина) первой (работающей в начале полета) ступени больше, чем масса (и соответственно длина) второй (связанной с полезной нагрузкой) ступени. В условиях, когда длина полезного груза сопоставима с длиной корпуса РДТТ только первой ступени, геометрически возможно размесить полезный груз внутри наиболее длинной ступени (т.е. именно первой (а не второй) ступени). По циклограмме полета полезная нагрузка должна быть связана со второй ступенью. Соответственно, размещение длинного полезного груза внутри первой ступени возможно за счет того, что первая ступень расположена не традиционно сзади (толкающая схема), а спереди, т.е. по тянущей схеме. За счет размещения длинного полезного груза внутри первой ступени, выполненной по тянущей схеме, достигается оптимизация распределения массы топлива по ступеням ракеты. Увеличение общей массы топлива ракеты в объеме цилиндра, занимаемого первой и второй ступенями, достигается за счет перераспределения сокращаемого объема отсека (межступенчатого отсека) в дополнительные объемы первой и второй ступеней. Сокращение объема отсека реализуется тем, что при равномерном распределении по окружности наклонных сопел заднее днище тянущего РДТТ первой ступени возможно максимально приблизить к переднему днищу смежной (второй) ступени.
Отсутствие подвижных элементов и механизмов упрощает конструкцию ракетных двигателей, содержащихся в ракете. Существенно повышается надежность ракеты, не содержащей подвижных элементов.
Известно, что требования к энергомассовому совершенству первой ступени существенно ниже требований к энергомассовому совершенству верхней (второй) ступени. Соответственно, все «лишнее» (стакан, не оптимальность наклонных сопел) сосредоточено на первой ступени, чем обеспечивается возможность повышения энергомассового совершенства второй ступени и ракеты в целом. Таким образом, предложенная компоновка обеспечивает возможность снижения массы ракетного двигателя последующей (второй) ступени. На второй ступени не требуются «лишние» механизмы и агрегаты, сопло имеет оптимальную компоновку и оптимальную степень расширения. В ракете высокое энергомассовое совершенство второй ступени компенсирует не оптимальность первой ступени (связанную с увеличением массы конструкции и потерями тяги, обусловленными наклоном сопел (потери, пропорциональные косинусу угла наклона, ограниченная степень расширения наклонных сопел)).
Поддоном является элемент конструкции толкающего ракетного двигателя (передняя крышка). Совмещение в одном узле функций поддона и передней крышки ракетного двигателя второй ступени снижает массу второй ступени.
Расширение функциональных возможностей РДТТ и ракеты в целом заключается в возможности изменения дальности полета или траектории при дозировании суммарного импульса тяги первой ступени. Командное дозирование суммарного импульса тяги тянущей схемы РДТТ обеспечивается возможностью снятия жесткой связи между работающим РДТТ и второй ступенью в любой момент времени работы РДТТ, являющегося тянущим.
Технический результат (повышение энергомассового совершенства, расширение функциональных возможностей при минимизации габаритов) в РДТТ достигается за счет того, что при сопряжении стакана с задним днищем обеспечивается возможность связи поддона с толкающим ракетным двигателем (через открытый задний торец стакана). Т.е. предлагаемая схема РДТТ необходима для реализации предлагаемой схемы ракеты. Стакан, имеющий открытый задний торец, не является силовым элементом, передающим тягу на полезный груз. Таким образом, узел передачи тяги РДТТ (по сравнению с РДТТ -прототипом) перенесен со стакана на задний узел стыка. Тяга РДТТ, скомпонованного с удлиненным полезным грузом, через задний узел стыка передается на первую ступень (через отсек).
Задний узел стыка рассчитан на тянущую нагрузку со стороны отсека. Т.е. площадь поперечного сечения заднего узла стыка определена тянуще-изгибной нагрузкой, равной сумме величины тяги РДТТ и полетных нагрузок.
Отметим, что сопловой блок РДТТ образован не одним центральным соплом (как в РДТТ-прототипе), а несколькими равномерно распределенными по окружности наклонными соплами. Это обусловлено не только тянущей схемой РДТТ, но и обеспечивается возможность сопряжения стакана с задним днищем. Это, в свою очередь, обеспечивает возможность выполнения заднего торца стакана открытым (для связи полезного груза ракеты со второй ступенью).
Отсутствие подвижных элементов и механизмов упрощает РДТТ и ракету в целом. Повышается надежность РДТТ и ракеты в целом.
При наличии в РДТТ дополнительных элементов (стакана) отсутствие в конструкции подвижных элементов и механизмов обеспечивает уменьшение массы РДТТ (по сравнению с прототипом, содержащем поршень и системы его перемещения).
В случае если полезный груз допускает воздействие давления, для снижения массы РДТТ (массы стакана) может быть предусмотрена разгрузка стакана от наружного перепада давления на его стенки. При этом передний торец стакана герметично закрыт мембраной. В стакане либо установлен аккумулятор давления, либо стакан газосвязан с корпусом.
Расширение функциональных возможностей РДТТ заключается, как уже говорилось, в возможности изменения дальности полета или траектории при дозировании суммарного импульса тяги первой ступени.
Минимизация в исходном состоянии габаритов ракеты достигается за счет того, что задний узел стыка тянущего РДТТ соединен отсеком непосредственно с толкающим ракетным двигателем, ввиду того, что полезный груз из межступенчатого пространства перенесен внутрь первой ступени.
Данное техническое решение не известно из патентной и технической литературы.
Изобретение поясняется следующим графическим материалом:
на фиг. 1 показан продольный разрез ракеты с РДТТ в исходном состоянии (соответствующем состоянию работы первой ступени);
на фиг. 2 показан продольный разрез ракеты после отделения РДТТ первой ступени.
Ракета содержит ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ) 1, являющийся тянущим и имеющий задний узел 2 стыка. Задний узел 2 стыка РДТТ 1 соединен посредством отсека 3 с толкающим ракетным двигателем 4. Полезный груз 5 имеет форму цилиндра, диаметр которого меньше диаметра РДТТ 1, а длина превышает половину длины ракеты. Полезный груз 5 установлен на толкающем ракетном двигателе 4 посредством поддона 6. С корпусом 7 РДТТ 1 сопряжен стакан 8. С внутренней цилиндрической поверхностью 9 стакана 8 контактирует поддон 6 с полезным грузом 5. Поддон 6 связан с толкающим ракетным двигателем 4 через открытый задний торец 10 стакана 8. Отсек 3 снабжен окнами 11. Поддоном 6 является элемент конструкции (передняя крышка) толкающего ракетного двигателя 4.
Ракетный двигатель 1 твердого топлива содержит корпус 7 с передним днищем 12, задним днищем 13, задний узел 2 стыка, сопловой блок. С передним днищем 12 и задним днищем 13 сопряжен стакан 8. Стакан 8 имеет открытый задний торец 10. Задний узел 2 стыка рассчитан на тянущую нагрузку со стороны стыкуемого к нему (в составе ракеты) отсека 3 (и, вслед за ним, толкающего ракетного двигателя 4 и полезного груза 5). Сопловой блок образован несколькими равномерно распределенными по окружности наклонными соплами 14. Наклонные сопла 14 установлены на заднем днище 13 и проходят через отсек 3, снабженный окнами 11, выполненными напротив наклонных сопел 14. Стакан 8, заднее днище 13, наклонные сопла 14 технологически объединены между собой (образуют единую сборочную единицу 15). Передний торец стакана 8 герметично закрыт мембраной 16. Если полезный груз 5 допускает воздействие давления, для снижения массы стакана 8 может быть предусмотрена его разгрузка от наружного перепада давления на стенки стакана 8. При этом в стакане 8 либо установлен аккумулятор 17 давления, либо стакан 8 газосвязан с корпусом 7. РДТТ 1 снабжен воспламенителем 18 и пиропатроном 19.
Устройство работает следующим образом. Если пусковое устройство обеспечивает истечение продуктов сгорания из наклонных сопел 14 в окружающую среду, старт ракеты возможен с помощью РДТТ 1. Если ракета находится в транспортно-пусковом контейнере (ТПК), то до запуска РДТТ 1 ракету требуется вытолкнуть из ТПК (например, с помощью стартового аккумулятора давления). Запуск РДТТ 1 производится подачей электрического импульса на пиропатрон 19. Срабатывание воспламенителя 18 приводит к воспламенению заряда РДТТ 1 и истечению продуктов сгорания через наклонные сопла 14, обеспечивающие тягу РДТТ 1. Если полезный груз 5 допускает воздействие давления и предусмотрена разгрузка стакана 8, перед запуском РДТТ 1 подается команда на срабатывание аккумулятора 17 давления. Под действием аккумулятора 17 давления давление внутри стакана 8 возрастает и при работе РДТТ 1 перепад давления на стакане 8 исчезает (минимизируется). Тяга работающего РДТТ 1 передается на отсек 3, являющийся тянущим. Отсек 3 передает тягу работающего РДТТ 1 на неработающий ракетный двигатель 4 (т.е. на вторую ступень ракеты). С ракетным двигателем 4 второй ступени связан поддоном 6 полезный груз 5. Т.е. тяга работающего РДТТ 1 (первой ступени) на полезный груз 5 передается через цепочку «отсек 3 - ракетный двигатель 4 второй ступени - поддон 6». Управление ракетой при работе РДТТ 1 (первой ступени) может проводиться известными способами (аэродинамическими методами, газовыми рулями, вдувом газа в наклонные сопла 14 и пр.). Система управления ракетой при наборе требуемого суммарного импульса тяги (еще до окончания работы РДТТ 1) подает команду на снятие жесткой связи между отсеком 3 и ракетным двигателем 4 (второй ступенью). РДТТ 1 (первая ступень) под действием собственной тяги отделяется от второй ступени. Конфигурация ракеты после отделения РДТТ 1 (первой ступени) показана на фиг. 2. Далее, полезный груз 5 разгоняется ракетным двигателем 4 (второй ступенью).
Технико-экономическая эффективность предлагаемого изобретения, по сравнению с прототипами, в качестве которых выбраны ракета [Управляемые энергетические установки на твердом ракетном топливе / В.И. Петренко, М.И. Соколовский, Г.А. Зыков, С.В. Лянгузов и др. Под общ. ред. М.И. Соколовского и В.И. Петренко. - М.: Машиностроение, 2003, 464 с., ил., страница 165, Рис. 3.1] и РДТТ [патент РФ №2558488] заключается в повышении энергомассового совершенства ракеты и РДТТ, упрощении их конструкции и повышении надежности, расширении функциональных возможностей РДТТ при минимизации в исходном состоянии габаритов ракеты.