РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА
SOLID PROPELLANT ROCKET ENGINE

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ) системы аварийного спасения (САС) космического корабля.
Известен РДТТ, сопловой блок которого выполнен по «тянущей» схеме и образован развернутыми назад несколькими соплами, установленными в ресивере (секции) [Фахрутдинов И.Х., Котельников А.В. Конструкция и проектирование ракетных двигателей твердого топлива: Учебник для машиностроительных вузов. - М.: Машиностроение, 1987, 328 с.: ил., с. 28, рис.1.15, схема (м)]. Корпус, содержащий заряд, соединен с ресивером. Корпус и ресивер выполнены цилиндрическими. Цилиндрическая форма указанных элементов обуславливает их большую массу. Коэффициент заполнения указанного РДТТ топливом заряда является низким, т.к. имеющий большой внутренний объем «пустой» ресивер не содержит топливо. Масса узлов сочленения сопел с цилиндрической обечайкой ресивера увеличена из-за необходимости мероприятий по снижению концентрации напряжения в данных узлах и из-за неизбежных технологических утолщений некоторых участков данных узлов. Изготовление ресивера указанного РДТТ осложняется ввиду необходимости сочленения сопел с цилиндрической обечайкой ресивера.
Наиболее близким по технической сущности и достигаемому положительному эффекту к изобретению является центральный РДТТ ДУ САС космического корабля «Союз-ТМ» [О жизни и деятельности академика БЛ. Жукова. - Тула: Гриф и К, 2008. - 304 с., ил., с. 79, 80]. Центральный РДТТ (позиция 3 на рисунке и в тексте) ДУ САС содержит корпус, ресивер (который может быть выполнен сферическим). В ресивере выполнены боковые фланцы крепления сопел. Заряд выполнен из нескольких вкладных шашек баллиститного пороха.
Приведенная конструкция обладает следующими недостатками.
1. Большая масса корпуса, обусловленная
а) большой толщиной теплозащитного покрытия, что вызвано отсутствием у вкладного заряда теплозащитных функций;
б) наличием массивных решеток (диафрагм) фиксации вкладного заряда.
2. Большая масса РДТТ в целом (что кроме предыдущего пункта объясняется низким коэффициентом заполнения РДТТ топливом заряда), что обусловлено тем, что
а) большой внутренний объем «пустого» ресивера не содержит топливо;
б) вкладной многошашечный заряд сам по себе характеризуется низким коэффициентом заполнения.
Технической задачей настоящего изобретения является уменьшение массы конструкции и габаритов РДТТ, уменьшение потерь удельного импульса тяги.
Сущность изобретения заключается в том, что в ракетном двигателе твердого топлива (РДТТ), содержащем корпус, сопряженный со шпангоутом, соединяющим корпус со сферическим ресивером посредством ответного шпангоута, причем ресивер снабжен четырьмя сопловыми фланцами, четыре сопла, крепящиеся к сопловым фланцам, при этом оси сопел выполнены под углом α к продольной оси РДТТ, заряд, воспламенитель, оси сопловых фланцев выполнены под углом (0,2…0,7)α относительно перпендикуляра к продольной оси РДТТ. Заряд состоит из имеющих центральные каналы двух полузарядов, прочноскрепленных с ресивером и корпусом соответственно. Величина горящего свода полузаряда, прочноскрепленного с ресивером, равна разнице между внутренним радиусом ресивера R и внутренним радиусом r ответного шпангоута. Полузаряд, прочноскрепленный с ресивером, имеет щели, соединяющие центральный канал с отверстиями в сопловых фланцах. На ответном шпангоуте могут быть выполнены элементы крепления РДТТ.
Технический результат достигается за счет расположения сопловых фланцев под углом, являющимся промежуточным между перпендикуляром к продольной оси РДТТ и углом α (угол α составляет, например, 20°…30°). Указанное расположения сопел обеспечивает уменьшение «перегиба» сопла с 60°…70° до 35°…60°, что способствует снижению массы силовой арматуры сопла, его эрозионной защиты и уменьшению газодинамических потерь на разворот газа. Чем больше угол между осями сопловых фланцев и перпендикуляром к продольной оси РДТТ (вплоть до нулевого перегиба сопла), тем меньше масса РДТТ, меньше газодинамические потери на разворот газа. Однако при увеличении данного угла сопловые фланцы начинают пересекать ответный шпангоут, создавая конструктивное и компоновочное ограничение данного угла. Проектные проработки показали, что предельно возможным для данной конструкции углом является (0,2…0,7)α. Уменьшение массы конструкции также достигается за счет минимизации открытых поверхностей теплозащитного покрытия, подверженных тепловому воздействию, и соответствующей минимизации массы теплозащиты. Из технологических соображений формование полузаряда, прочноскрепленного с ресивером, требует наличия отверстия с большим радиусом r (внутри ответного шпангоута). Данное отверстие необходимо закрывать крышкой, функции которой в предлагаемом изобретении выполняет корпус. При этом если указанное отверстие закрывал бы не корпус, а крышка, то масса этой крышки не будет меньшей, чем масса корпуса, одновременно выполняющего функции крышки. В самом деле, толщина почти плоской (со сравнительно большим радиусом кривизны) крышки из требований прочности существенно выше толщины сферического корпуса. Также толщина открытого (т.е. подвергающегося тепловому воздействию) теплозащитного покрытия крышки выше, чем у защищенного зарядом корпуса. При уменьшении радиуса r ответного шпангоута масса РДТТ уменьшается. Однако, если разница между внутренним радиусом ресивера R и внутренним радиусом r ответного шпангоута превысит величину горящего свода заряда, то изготовить полузаряд, прочноскрепленный с ресивером, будет проблематично (потребуется разборная формообразующая оснастка). Использование элемента «естественной жесткости» - ответного шпангоута для размещения на нем элементов крепления РДТТ снижает общую массу РДТТ. Проведенный авторами анализ большого объема различных схем РДТТ показал, что предлагаемая схема РДТТ обеспечивает наименьшую массу и достаточно малую длину конструкции.
Данное техническое решение не известно из патентной и технической литературы.
Изобретение поясняется чертежом, на котором показан продольный разрез РДТТ.
Ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ) содержит корпус 1, выполненный, например, сферическим. Корпус 1 сопряжен со шпангоутом 2. Шпангоут 2 соединяет корпус 1 со сферическим ресивером 3 посредством ответного шпангоута 4. Ресивер 3 снабжен четырьмя сопловыми фланцами 5. К сопловым фланцам 5 крепятся четыре сопла 6. Оси сопел 6 выполнены под углом α (например, 20°-30°) к продольной оси РДТТ. Оси сопловых фланцев 5 выполнены под максимально возможным углом относительно перпендикуляра к продольной оси РДТТ. Проектные проработки показали, что таким углом является (0,2…0,7)α. Заряд РДТТ состоит из имеющих центральные каналы 7 двух полузарядов 8 и 9, прочноскрепленных с ресивером 3 и корпусом 1 соответственно. Величина горящего свода заряда определяется величиной горящего свода полузаряда 8, прочноскрепленного с ресивером 3, и равна разнице между внутренним радиусом R ресивера 3 и внутренним радиусом r ответного шпангоута 4. Полузаряд 8, прочноскрепленный с ресивером 3, имеет щели 10, соединяющие центральный канал 7 с отверстиями в сопловых фланцах 5. РДТТ снабжен воспламенителем 11. На ответном шпангоуте 4 могут быть выполнены элементы 12 крепления РДТТ, предназначенные для соединения РДТТ со смежными отсеками ракеты. Для соединения РДТТ со смежными отсеками ракеты, находящимися со стороны его противоположного торца, на ресивере 3 могут быть выполнены элементы 13 крепления.
Устройство работает следующим образом. При запуске РДТТ срабатывает воспламенитель 11, воспламеняются (практически одновременно) полузаряды 8 и 9. Продукты сгорания через щели 10 устремляются к соплам 6. При истечении продуктов сгорания через сопла 6 создается тяга, передаваемая к смежным отсекам ракеты через элементы 12 и 13 крепления РДТТ.
Технико-экономическая эффективность предлагаемого изобретения, по сравнению с прототипами, в качестве которых выбраны центральный РДГТ ДУСАС космического корабля «Союз-ТМ» [О жизни и деятельности академика Б.П.Жукова. - Тула: Гриф и К, 2008. - 304 с., ил., с. 79, 80], заключается в уменьшении массы конструкции и габаритов РДТТ, уменьшении потерь удельного импульса тяги.