RU2513052C2 - Solid-propellant rocket engine to withdraw rocket jettisonable parts - Google Patents

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: proposed engine comprises body with solid-propellant multigrain charge arranged between support grates, two gas-communicated nozzles of different diameters of throat and igniters with pyrotechnical compound equipped with exploder. every said igniter is fitted in one of ante-nozzle cavities arranged on every side from charge support grates. Weight of igniter on nozzle side of smaller throat is larger than that of exploder of opposite igniter and/or exploders of igniters feature different energy capacity. Energy capacity of the exploder on smaller throat nozzle side is larger than that on opposite side.

EFFECT: decreased disturbances of the rocket end jettisonable structure.

1 dwg

Description

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано при проектировании двигателей твердого топлива.The invention relates to the field of rocket and space technology and can be used in the design of solid fuel engines.

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.).It is known that in order to ensure the detachable parts of the rocket to be guided along the guide pins from the flight path without colliding with the rocket, it is necessary that the thrust vector of the rocket engine make up a certain angle with the rocket flight vector, for example, within ~ 3 ° -10 ° (see G.F. .Korol “Engineering methods for calculating the dynamics of rockets with solid propellant rocket engines,” p. 254. - M .: STC "Informtekhnika", 1995).

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.When using gas-coupled multi-nozzle engines (the number of nozzles from 2 or more), this is most easily achieved due to the different sizes of the critical sections of the nozzles oppositely located in the withdrawal plane. The thrust vector realized in the nozzle with a large critical cross section at the same pressure in the gas-bound combustion chamber is always larger than the thrust vector realized in the nozzle with a lower critical cross section for the same parameters of the nozzle exit part. Due to this, the total thrust vector is a certain angle with respect to the thrust vector with the same size of critical sections.

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.).A well-known engine containing a housing with two nozzles, in which the solid fuel charge is divided into two parts, between which there is an ignition device that is fired from a single squib (see. "Special-purpose engines of a pulsed type on solid fuel. Design Basics, design and testing experience", authors I.M. Gladkov, Yu.P. Ermakov et al., p. 102, Fig. 33. - M .: Central Research Institute of Information, 1990).

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.  The disadvantage of this engine when using the object’s withdrawal engine is that at the initial moment of movement due to the mismatch of the thrust vector with the flight vector, a disturbing moment appears and the withdrawn object is unevenly separated from the rocket. This creates indignation both on the rocket, which has to parry this disturbance by the control system commands, and on the detachable object, which begins to move along an off-design trajectory.

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.The objective of the invention is the creation of a rocket engine of solid fuel for removal of the detachable parts of the rocket, which allows to reduce the disturbance at the initial moment of movement of the detachable object due to the fact that the total thrust vector of the separation engine coincides with the motion vector of the rocket.

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.This is achieved by the fact that the known solid fuel rocket engine for separating rocket parts contains igniters with a pyrotechnic composition and a squib, and each of the igniters is installed in one of the pre-nozzle volumes located on each side of the charge support grids, while the mass of the igniter pyrotechnic composition, for example smoke gun powder (DRP) from the nozzle side with a smaller diameter of the critical section is greater than the mass of the pyrotechnic composition of the opposite igniter or pyrotechnic igniter compositions have different energy abilities, and on the nozzle side with a smaller critical section, the energy ability of the pyrotechnic composition is greater than that of the opposite.

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 R₁=R₂. При этом должно выполняться условие: Р₁·d_кр1 ²=Р₂·d_кр2 ², где d_кр1<d_кр2, Р₁>Р₂.Due to this design, the total thrust vector of the engine coincides with the rocket's motion vector, because when such igniters are triggered at the initial moment in the pre-nozzle volumes, different pressures of the combustion products are created, which, flowing out through the critical sections, create equality of the thrusts R ₁ = R ₂ . In this case, the condition must be satisfied: P ₁ · d _kr1 ² = P ₂ · d _kr2 ² , where d _kr1 <d _kr2 , P ₁ > P ₂ .

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 (Р₁=Р₂), в каждом сопле реализуется свой вектор тяги (R₂>R₁) и их суммарный вектор тяги приобретает расчетный угол рассогласования с вектором движения ракеты и за счет этого уводит отделяемый объект с траектории полета ракеты.A detachable object without distortions at the initial moment of movement is separated from the rocket along a trajectory that coincides with the flight path of the rocket. Since the pre-nozzle volumes of the engines are connected by a gas connection - a single combustion chamber, then the pressure in the pre-nozzle volumes is equalized after a while (P ₁ = P ₂ ), each nozzle realizes its own thrust vector (R ₂ > R ₁ ) and their total thrust vector acquires the calculated angle of mismatch with the rocket's motion vector and due to this, removes the detachable object from the flight path of the rocket.

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 $$\left(d_{к{р}_1}\right)$$

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.The same effect is achieved due to the fact that the igniters contain a pyrotechnic composition of different energy abilities. For example, smoky gunpowder (DRP) in the ignitor from the side of the smaller diameter of the nozzle critical section $$\left(d_{\mathrm{to}{R}_{\mathrm{one}}}\right)$$

and coarse-grained smoke powder (KZDP) in the opposite ignitor of the DRP burns faster when ignited than the KZDP, creating different pressure values of the combustion products in the pre-nozzle volumes at a fixed moment in time. The same effect is achieved while using these principles.

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.In addition, the placement of igniters in pre-nozzle volumes in comparison with igniters in the middle part improves the reliability of ignition of a multi-cup charge due to the fact that the combustion products from each igniter first move towards each other, and then in the opposite direction, that is, more time interacts with the surface checkers charge.

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 $$(d_{к{р}_1}<d_{к{р}_2})$$

. В корпусе располагается многошашечный твердотопливный заряд (4).The proposed design of the drive motor is illustrated by the drawing, which shows a General view of the engine (Fig. 1). The engine consists of a casing in the form of a cylinder (1), closed on both sides by nozzle caps (2), containing nozzles (3) with different diameters of critical sections $$(d_{\mathrm{to}{R}_{\mathrm{one}}}<d_{\mathrm{to}{R}_2})$$

. A multi-plate solid fuel charge (4) is located in the housing.

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).The nozzle covers (2) have nests (5) for mounting the squibs (6) and fastening perforated holders (7), as well as supporting lattices (8) that limit the movement of the charge (4).

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_кр1), больше, чем масса или энергетическая способность пиротехнического состава со стороны противоположного сопла, имеющего большее значение диаметра критического сечения $$(d_{к{р}_2})$$

.Inside the holder are igniter cases containing a pyrotechnic composition (9). The cavities of the igniter and igniter are connected by an afterburner (10). In this case, the mass or energy capacity of the pyrotechnic composition (9) from the side of the nozzle (3) having a smaller value of the diameter of the critical section (d _cr1 ) is greater than the mass or energy capacity of the pyrotechnic composition from the side of the opposite nozzle having a larger value of the diameter of the critical section $$(d_{\mathrm{to}{R}_2})$$

.

Двигатель работает следующим образом.The engine operates as follows.

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: $$P_1\cdot dк{р}_1^2=P_2\cdot dк{р}_2^2$$

. Отделяемый объект без перекосов в начальный момент движения отделяется от ракеты.When a command is given to trigger the engine, the squibs (6) are triggered, the forces of their combustion products expiring through the afterburners (10), destroy the igniter case and ignite the pyrotechnic compositions (9) contained in them. The products of combustion of igniters through a perforated holder (7) expire in pre-nozzle volumes and then to the surface of a multi-plate solid fuel charge (4). Due to the different masses or energy abilities of the pyrotechnic composition of igniters, different values of the pressure of the combustion products are created in the pre-nozzle volumes, which, flowing out through the nozzles, create the same thrust of each nozzle. The pyrotechnic composition provides the condition: $$P_{\mathrm{one}}\cdot d\mathrm{to}{R}_{\mathrm{one}}^2=P_2\cdot d\mathrm{to}{R}_2^2$$

. Detachable object without distortions at the initial moment of movement is separated from the rocket.

Так как предсопловые объемы связаны газовой связью - общей камерой сгорания, то давление продуктов сгорания через некоторое время в предсопловых объемах выравнивается (P₁=P₂) и при истечении через сопла с разными диаметрами критического сечения реализуют свои векторы тяги (R₂>R₁). Суммарный вектор тяги приобретает расчетный угол рассогласования с вектором движения ракеты и за счет этого уводит отделяемый объект с траектории полета ракеты.Since the pre-nozzle volumes are connected by a gas bond — the common combustion chamber, after some time the pressure of the combustion products in the pre-nozzle volumes is equalized (P ₁ = P ₂ ) and when they flow through nozzles with different diameters of the critical section they realize their thrust vectors (R ₂ > R ₁ ) The total thrust vector acquires the calculated angle of mismatch with the rocket's motion vector, and due to this, the detachable object moves away from the rocket's flight path.

Двигатель данной конструкции планируется использовать при уводе ракетного блока аварийного спасения космонавтов при пусках новейшего ракетоносителя.An engine of this design is planned to be used for the withdrawal of the rocket emergency rescue astronaut during the launch of the latest launch vehicle.

Claims (1)

Ракетный двигатель твердого топлива для увода отделяемых частей ракеты, содержащий корпус с твердотопливным многошашечным зарядом, расположенным между опорными решетками и двумя газосвязанными соплами, имеющими разные диаметры критических сечений (d_кр), отличающийся тем, что содержит воспламенители с пиротехническим составом, снабженные пиропатроном, а каждый из воспламенителей установлен в одном из предсопловых объемов, размещенных с каждой стороны от опорных решеток заряда, при этом масса пиротехнического состава воспламенителя со стороны сопла с меньшим диаметром критического сечения больше массы пиротехнического состава противоположного воспламенителя и/или пиротехнические составы воспламенителей имеют разную энергетическую способность, причем со стороны сопла с меньшим критическим сечением энергетическая способность пиротехнического состава больше, чем у противоположного. A solid propellant rocket engine for withdrawing rocket detachable parts, comprising a body with a solid fuel multi-cup charge located between support grids and two gas-connected nozzles having different diameters of critical sections (d _cr ), characterized in that they contain igniters with a pyrotechnic composition equipped with a pyro cartridge, and each of the igniters is installed in one of the pre-nozzle volumes located on each side of the support charge gratings, while the mass of the pyrotechnic composition of the igniter side of the nozzle with a smaller diameter of the critical cross-section larger than that of the opposite igniter pyrotechnic composition and / or pyrotechnic compositions igniters have different power ability, and by the nozzle section with a smaller critical energy capacity pyrotechnic composition is greater than the opposite.