Пристрій з детонаційним ракетним двигуном для гальмування космічного ступеня ракети-носія

Реферат: Пристрій з детонаційним ракетним двигуном для гальмування космічного ступеня ракети-носія містить в собі камеру згоряння, споряджену зарядом твердого палива, сопловий устрій для прискорення газового потоку, блок керування запуском двигуна, силову платформу для розміщення складових частин двигуна та сприймання сили тяги. Камера згоряння, виготовлена кільцевою тороїдальної форми з боковими циліндричними стінками і плоским заднім днищем, споряджена торцевим кільцевим зарядом детонаційного твердого палива, виготовленого послідовним укладанням детонуючих і демпфуючих прошарків, сопловий устрій для направлення газового потоку продуктів детонаційного згоряння палива виготовлено кільцевої форми, блок керування запуском двигуна, що містить в собі ініціатор детонації вибухової речовини шнура, з'єднаний з переднім кінцем шнура і з системою керування польотом ступеня ракети-носія, силову платформу, виготовлену кільцевої форми у вигляді вибухового щита, з'єднаного з силовими елементами корпусу ступеня ракети-носія над паливними баками маршової двигунної установки і утворює відсік за блоком корисного вантажу, що відділяється і віддаляється від ступеня ракети-носія під час його польоту і таким чином створює вільний простір для запуску гальмуючого двигуна. UA 104833 U (12) UA 104833 U UA 104833 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 Корисна модель належить до ракетно-космічної техніки, зокрема до систем відведення з орбіти відпрацьованих розгінних ступенів ракет-носіїв. Відомі з багатьох джерел, зокрема [1-3], різні способи і пристрої відведення з орбіт відпрацьованих розгінних блоків ступенів ракет-носіїв, космічних ступенів ракет або космічних апаратів, які в залежності від умов застосування і призначення відрізняються фізичними основами, принциповими схемними та конструктивними рішеннями. Для пристроїв зазначеного вище призначення в переважній більшості застосовуються гальмові двигунні установки, при роботі яких має бути створено гальмовий імпульс тяги потрібних величини та терміну дії в заданих координатах траєкторії польоту відпрацьованого ступеня ракети, при цьому зменшується швидкість польоту ступеня ракети до рівня, достатнього для затоплення його в наземне атмосферне середовище, в якому об'єкт подальше гальмується, частково руйнується, згорає і падає в заданій області на поверхню Землі. Для створення гальмівного імпульсу тяги застосовуються в переважній більшості такі двигуни: основний маршовий двигун ступеня ракети, для цього забезпечується реверс тяги двигуна шляхом переорієнтації ступеня ракети; спеціальні рідинні ракетні двигунні установки; спеціальні ракетні двигуни твердого палива. Кожен із зазначених двигунів є виконавчим органом системи керування польотом ступеня ракети на заключному етапі польоту, має свої переваги та недоліки і може бути оптимальним (найбільш прийнятним) в конкретних умовах застосування. Разом з цим кожен пристрій гальмування неминуче ускладнює ступінь ракети, збільшує його габарити та масу, зменшує надійність у порівнянні з ступенем, у складі якого пристрій гальмування не застосовується. Пристрої з двигунами для гальмування космічного ступеня ракетоносія з метою її затоплення з орбіти є аналогами даної корисної моделі. Недоліками цих пристроїв є те, що в ряді випадків вони не забезпечують достатньо високі енергетичні, динамічні та точнісні характеристики програми затоплення об'єкта, або не забезпечують вимоги до габаритно-масових характеристик об'єкта (ступеня ракети-носія) в цілому. Задачею корисної моделі є підвищення габаритно-масових та експлуатаційних характеристик ступеня ракети-носія за рахунок підвищення габаритно-масових, динамічних та точнісних характеристик двигуна і в цілому пристрою для відведення з орбіти, шляхом затоплення в атмосферне середовище Землі, відпрацьованого ступеня ракети-носія. Найбільш близьким аналогом (прототипом) корисної моделі, що заявляється і де може бути застосовано нові рішення, є пристрій гальмування космічного ступеня ракети-носія, описаного в [2, 3], з використанням твердопаливного ракетного двигуна, описаного в [8], розташованого в просторі ступеня ракети за блоком корисного вантажу, що послідовно відділяється і віддаляється від ступеня ракети (Фіг. 1). Конструктивно-компоновочна схема ракети носія містить в собі блок корисного вантажу А, блок двигунної установки Б і блок пристрою гальмування В, в якому застосовано ракетний двигун твердого палива (РДТП) 1 з зарядом твердого палива 2, сопловий устрій 3 з чотирма надзвуковими реактивними соплами, по два в кожній площині по тангажу і курсу, блок 4 керування запуском двигуна, силову платформу 5 для компонування складових частин двигуна та сприйняття сили тяги. Передбачається, що відсік корисного вантажу в повному обсязі звільняється від фрагментів корисного вантажу до запуску двигуна гальмування. Недоліками корисної моделі прототипу є ті, що зазначені вище для аналогів. В основу корисної моделі поставлена задача створення більш досконалого пристрою гальмування розгінного блока ступеня ракети-носія за рахунок застосування більш досконалого ракетного двигуна твердого палива. До загальних істотних ознак прототипу і нової корисної моделі, що заявляється, належить те, що в пристрої застосовано камеру згоряння, споряджену зарядом твердого палива, сопловий устрій для прискорення газового потоку, блок керування запуском двигуна, силову платформу для розміщення складових частин двигуна та сприймання сили тяги. Поставлена задача вирішується тим, що в новому пристрої гальмування (Фіг. 2) застосовано детонаційний ракетний двигун твердого палива 1 (ДРДТП), що містить в собі камеру згоряння, виготовлену кільцевої тороїдальної форми з боковими циліндричними стінками і плоским заднім днищем, споряджену торцевим кільцевим зарядом детонаційного твердого палива, виготовленого послідовним укладанням детонуючих і демпфуючих прошарків 2, сопловий устрій 3 для направлення газового потоку продуктів детонаційного згоряння палива виготовлено кільцевої форми, блок керування запуском 4 двигуна, що містить в собі ініціатор детонації 6 1 UA 104833 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 вибухової речовини шнура, з'єднаний з переднім кінцем шнура і з системою керування польотом ступеня ракети-носія, силову платформу 5, виготовлену кільцевої форми у вигляді вибухового щита [6], з'єднаного з силовими елементами корпусу ступеня ракети-носія над паливними баками маршової двигунної установки і утворює відсік за блоком корисного вантажу, що відділяється і віддаляється від ступеня ракети-носія під час його польоту і таким чином створює вільний простір для запуску гальмуючого двигуна. Нові ознаки пристрою в сукупності дозволяють підвищити економічність, габаритно-масові та експлуатаційні характеристики гальмувального пристрою і ступеня ракети-носія. Відомо з багатьох джерел, зокрема [4, 7], що при детонаційному спалюванні палива маємо перспективу значно підвищити питомий імпульс тяги двигуна за рахунок підвищення термогазодинамічного коефіцієнту процесу. Конструкція двигуна значно спрощується завдяки тому, що він не потребує виконання високогабаритного сопла Лаваля, яке має відносно велику довжину і складну конструкцію дозвукового, трансзвукового і надзвукового ділянок; крім того незважаючи на те, що при детонаційному згорянні палива тиск температура в локальній зоні газифікації надзвичайно 4 2 високі (Рд  10 кг/см , Тод  4000 K), середній тиск і температура продукту згоряння в камері 2 згоряння не перевищують Рк ср  20 кг/см і Т0к ср  1200 K; в цих умовах маємо перспективу спрощувати конструкцію і зменшувати масу детонаційного двигуна. Габарити двигуна, зокрема його довжина, зменшується майже на порядок у зв'язку з відсутністю сопла Лаваля, а також завдяки тому, що паливо розміщено в торці камері згоряння, прилеглий по наріжному діаметру стінки до стінки корпусу ступеня ракети. Газифікація палива при надзвичайно високих тиску і температурі забезпечує практично незалежність термогазодинамічних характеристик двигуна від умов навколишнього середовища, тим самим зменшує розкид імпульсних і динамічних характеристик двигуна, що забезпечує більш високу точність процесу гальмування ступеня ракети. Виготовлення кільцевої камери згоряння і укороченого кільцевого соплового блоку двигуна дозволяє здійснити щільну компоновку двигуна і ступеня ракети в цілому без збільшення діаметра поперечного перетину та з відносно малим збільшенням довжини розгінного блоку. Пристрій працює наступним чином. Після завершення програми польоту блок А звільняється від складових частин корисного вантажу і таким чином створюється простір для функціонування двигуна гальмування; система керування рухом ступеня ракети формує і подає відповідну команду на устрій запуску детонаційного двигуна і вільний кінець детонаційного шнура, в якому ініціюють детонацію вибухової речовини, детонаційна хвиля йде по довжині послідовно до повної газифікації палива, при цьому в короткий достатньо тонкийтермін часу створюється достатньо точний необхідний імпульс тяги. Експериментальний зразок застосованого у запропонованому пристрої двигуна пройшов успішно вогневі випробування [8], які підтвердили його працездатність і потенційні можливості підвищення питомого імпульсу тяги в порівнянні з двигуном-прототипом. Як відомо із багатьох джерел, зокрема [7, 8] такого типу двигуни найбільш прості і мають питомий імпульс тяги на рівні двигуна прототипу (Ропт  500 с, [8]) і мають потенційні можливості значного підвищення питомого імпульсу тяги за рахунок удосконалення заряду твердого палива. Завдяки малим габаритам і масоємкості двигуна, високій швидкодії та високій точності створюваного імпульсу тяги досягається поставлена задача - підвищуються енергетичні, габаритно-масові, та експлуатаційні характеристики пристрою гальмування відпрацьованого розгінного ступеня ракети-носія. Таким чином підвищуються габаритно-масові та експлуатаційні характеристики розгінного ступеня ракети-носія. Джерела інформації: 1. Шестьдесят лет в ракетостроении и космонавтике / Под общей редакцией А.В. Дестярева. - Днепропетровск: АРТ-ПРЕСС. 2014. - 540 с. 2. Коваленко Т.А. Сравнение органов управления космической ступени-носителя / Т.А. Коваленко, Н.Д. Коваленко, Ю.Д. Шептун // Весник ДНУ. Ракетно-космическая техника. - 2011, Т. 1. - № 14. - С. 64-91. 3. Коваленко Т.А. Бифункциональная система управления вектором тяги двигателя космической ступени ракеты-носителя / Т.А. Коваленко, Н.П. Сироткина, Н.Д. Коваленко // Техническая механика. - Днепропетровск, 2015. - № 1. - С. 70-83. 4. Коваленко Н.Д. О состоянии разработок и перспективах применения реактивных двигателей с детонационной газификацией топлива / Н.Д. Коваленко, А.Е. Золотько, А.О. Кириченко // Техническая механика. Днепропетровск, 2011. - № 2. - С. 30-48. 2 UA 104833 U 5 10 5. Kukushin V.I. State and prospects of solid rocket development / "AIAA Pap.", - 1992.-N 3832. 9 pp 6. Патент на винахід № 103537 Україна, МПК F 02K 9/03 (2006.01) О.О. Кириченко //; Заявник патентоволодар ІТМ НАНУ і ДКАУ. - а201200283; заявл. 10.01.2012; опубл. 25.10.2013, Бюл. № 20. 7. Импульсные детонационные двигатели / Под ред. СИ. Фролова. - М: ТОРУС ПРЕСС, 2006. - 592 с. 8. Кириченко А.С. Повышение эффективности РДТТ на основе разработки и реализации новых проектно-конструкторских решений ГП "КБ "Южное" / А.С. Кириченко, Б.И. Кушнир, Л.П. Малый, Н.П. Ушкин, В.В. Оглик // Космическая техника. Ракетное вооружение: Сб. научн-техн. ст. - Вып. 1. - Днепропетровск: ГП "КБ "Южное". - С. 89-96. ФОРМУЛА КОРИСНОЇ МОДЕЛІ 15 20 25 Пристрій з детонаційним ракетним двигуном для гальмування космічного ступеня ракети-носія, що містить в собі камеру згоряння, споряджену зарядом твердого палива, сопловий устрій для прискорення газового потоку, блок керування запуском двигуна, силову платформу для розміщення складових частин двигуна та сприймання сили тяги, який відрізняється тим, що камера згоряння, виготовлена кільцевою тороїдальної форми з боковими циліндричними стінками і плоским заднім днищем, споряджена торцевим кільцевим зарядом детонаційного твердого палива, виготовленого послідовним укладанням детонуючих і демпфуючих прошарків, сопловий устрій для направлення газового потоку продуктів детонаційного згоряння палива виготовлено кільцевої форми, блок керування запуском двигуна, що містить в собі ініціатор детонації вибухової речовини шнура, з'єднаний з переднім кінцем шнура і з системою керування польотом ступеня ракети-носія, силову платформу, виготовлену кільцевої форми у вигляді вибухового щита, з'єднаного з силовими елементами корпусу ступеня ракети-носія над паливними баками маршової двигунної установки і утворює відсік за блоком корисного вантажу, що відділяється і віддаляється від ступеня ракети-носія під час його польоту і таким чином створює вільний простір для запуску гальмуючого двигуна. 3 UA 104833 U 4 UA 104833 U Комп’ютерна верстка Д. Шеверун Державна служба інтелектуальної власності України, вул. Василя Липківського, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут інтелектуальної власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601 5