RU2175726C1

RU2175726C1 - Solid-propellant engine boost unit

Info

Publication number: RU2175726C1
Application number: RU2000113615A
Authority: RU
Inventors: М.И. Соколовский; Г.А. Зыков; Е.И. Иоффе; С.В. Лянгузов; С.В. Огнев; А.Г. Леонов; Д.А. Минасбеков
Original assignee: Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра"
Priority date: 2000-05-26
Filing date: 2000-05-26
Publication date: 2001-11-10

Abstract

FIELD: engines. SUBSTANCE: proposed solid-propellant engine boost unit is designed for mounting inside ramjet engine and is furnished with shutter tail section whose diameter is equal to diameter of exit of ramjet engine nozzle. Housing of engine boost unit is made cylindrical with diameter smaller than or equal to diameter of air intake channel. Shutter tail section has aerodynamic skirt or hood in form of plunger arranged inside combustion chamber of ramjet engine and overlapping the nozzle. EFFECT: reduced mass of solid-propellant engine boost unit with provision or reliability of its ejection after boosting. 3 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании разгонной двигательной установки (РДУ), обеспечивающей разгон летательного аппарата (ЛА), маршевым двигателем которого является прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД), до скорости, обеспечивающей надежный запуск ПВРД. The invention relates to rocket technology and can be used to create an accelerating propulsion system (RDU) that provides acceleration of an aircraft (LA), the main engine of which is a ramjet engine, to a speed that ensures reliable start of the ramjet.

Известно, что запуск ПВРД возможен только при сообщении начальной скорости снабженному ПВРД летательному аппарату. Поэтому такие ЛА снабжаются сбрасываемыми разгонными двигательными установками (РДУ). Например, в ракете "025" разработки 1953 года в качестве РДУ используется РДТТ [Карпенко А.В. Отечественные тактические ракетные комплексы. Приложение к военно-техническому сборнику "Невский бастион", выпуск 7. - СПб, 1999. С. 9-10]. Размещение данного РДТТ позади ракеты увеличивает ее габариты (ухудшая тем самым эксплуатационные характеристики как самой ракеты, так и пусковой установки) и существенно увеличивает аэродинамическое сопротивление ракеты. It is known that ramjet launch is possible only when the initial speed is reported to the aircraft equipped with ramjet. Therefore, such aircraft are equipped with resettable accelerating propulsion systems (RDU). For example, in the rocket "025" developed in 1953, RDTT is used as an RDU [A. Karpenko Domestic tactical missile systems. Appendix to the military-technical collection "Nevsky Bastion", issue 7. - St. Petersburg, 1999. S. 9-10]. Placing this solid propellant rocket behind the rocket increases its dimensions (thereby deteriorating the operational characteristics of both the rocket itself and the launcher) and significantly increases the aerodynamic drag of the rocket.

Более прогрессивным техническим решением является интегральная компоновка летательного аппарата (когда твердотопливная РДУ размещена внутри свободных объемов ПВРД), использованная в ракетах "034", "036", "036А" разработки конца 50-х годов [там же, с. 10-12]. В конце работы РДУ происходит снятие жесткой связи между РДУ и ЛА. Под действием скоростного напора воздуха (т. е. под действием повышенного (по сравнению с атмосферным) давления в свободных объемах ПВРД) происходит выброс РДУ из сопла ПВРД. Запуск ПВРД возможен после надежного и достаточно быстрого выброса РДУ из сопла и камеры сгорания ПВРД. Таким образом, вопросы динамики разделения (выброса) РДУ и ПВРД являются важнейшими при разработке данного класса летательных аппаратов. Динамика выброса РДУ, имеющей определенные массо-центровочные характеристики, определяется конфигурацией наружных геометрических обводов РДУ и их аэродинамическими характеристиками. Наружные обводы РДУ зависят от суммарного импульса тяги (массы (объема) заряда РДУ), требующегося для разгона ЛА до скорости, необходимой для запуска ПВРД. Корпус РДУ, объем которого определяет массу заряда (суммарный импульс тяги), теоретически может занимать свободные объемы ПВРД в следующих компоновочных вариантах, расположенных по убывающей последовательности величины объема:
- ступенчатый корпус своей передней частью меньшего диаметра занимает объем канала воздухозаборника ПВРД, а задней частью большего диаметра занимает объем камеры сгорания ПВРД;
- цилиндрический корпус большого удлинения располагается в канале воздухозаборника ПВРД и проходит сквозь камеру сгорания ПВРД, частично используя ее объем;
- короткий цилиндрический корпус располагается только в камере сгорания ПВРД.A more advanced technical solution is the integrated layout of the aircraft (when the solid propellant RDU is located inside the free ramjet volumes) used in the “034”, “036”, and “036A” missiles developed in the late 1950s [ibid., P. 10-12]. At the end of the RDU operation, the rigid connection between the RDU and the aircraft is removed. Under the influence of high-speed air pressure (i.e., under the influence of increased (compared to atmospheric) pressure in the free volumes of ramjet), the RDU is released from the ramjet nozzle. The ramjet launch is possible after a reliable and fairly quick release of the RDU from the nozzle and ramjet combustion chamber. Thus, the issues of the dynamics of separation (emission) RDU and ramjet are the most important in the development of this class of aircraft. The dynamics of the release of the RDU, which has certain mass-centering characteristics, is determined by the configuration of the outer geometric contours of the RDU and their aerodynamic characteristics. The outer contours of the RDU depend on the total thrust impulse (mass (volume) of the RDU charge) required to accelerate the aircraft to the speed necessary to start the ramjet. The RDU case, the volume of which determines the mass of the charge (total thrust impulse), can theoretically occupy the free volumes of ramjet ramps in the following layout options, arranged in decreasing order of volume:
- a stepped housing with its front part of a smaller diameter occupies the volume of the ramjet air intake channel, and the back of the larger diameter occupies the volume of the ramjet combustion chamber;
- a cylindrical body of large elongation is located in the intake channel of the ramjet and passes through the ramjet combustion chamber, partially using its volume;
- a short cylindrical body is located only in the combustion chamber of the ramjet.

Отметим, что первые два варианта позволяют передавать тягу РДУ на центральное тело ПВРД (т. е. по наиболее рациональной силовой схеме). Условия динамики выброса отработавшего РДУ из ПВРД наиболее благоприятны в первом варианте. Задняя часть ступенчатого корпуса при своем выбросе надежно (в виде плунжера) обтюрирует сопло ПВРД, сохраняя давление наддува скоростным напором и воспринимая это давление как движущую РДУ силу. Так как передняя часть корпуса РДУ базируется при своем движении по каналу воздухозаборника ПВРД, удаленного от второй базовой для РДУ поверхности (среза сопла ПВРД), при выбросе РДУ исключаются ее перекос и заклинка. Note that the first two options allow you to transfer thrust RDU to the central ramjet body (i.e., according to the most rational power scheme). The conditions for the dynamics of the discharge of spent RDU from ramjet are most favorable in the first embodiment. The back of the stepped housing, when ejected, reliably (in the form of a plunger) obturates the ramjet nozzle, maintaining the boost pressure with a high-pressure head and perceiving this pressure as a driving force of the RDU. Since the front part of the RDU housing is based on its movement along the ramjet air intake channel remote from the second base surface for the RDU (the nozzle exit of the ramjet engine), when the RDU is ejected, its skew and spell are excluded.

Наиболее близкой по технической сущности и достигаемому положительному эффекту к предлагаемому изобретению является разгонная двигательная установка крылатой ракеты [патент РФ N 2117907], состоящей из маршевой ступени со сверхзвуковым ПВРД, в камере сгорания которого размещена с возможностью выброса через сопло разгонная двигательная установка, имеющая ступенчатый корпус. Воздухозаборник маршевой ступени выполнен лобовым с центральным телом. Воздушный канал расположен симметрично вдоль продольной оси ракеты, а передняя часть разгонной двигательной установки размещена в воздушном канале и скреплена с центральным телом. The closest in technical essence and the achieved positive effect to the proposed invention is an accelerating propulsion system of a cruise missile [RF patent N 2117907], consisting of a marching stage with a supersonic ramjet, in the combustion chamber of which an accelerating propulsion system having a step housing can be ejected through a nozzle . The mid-stage air intake is made frontal with a central body. The air channel is located symmetrically along the longitudinal axis of the rocket, and the front of the booster propulsion system is located in the air channel and is bonded to the central body.

Недостатком данной компоновочной схемы является то, что она рассчитана на создание только больших значений суммарного импульса тяги, развиваемых РДУ. В то же время, для достижения скорости полета, обеспечивающей надежный запуск ПВРД некоторым летательным аппаратам, достаточно сообщить в 1,5-2 раза меньший суммарный импульс тяги, чем импульс, обеспечиваемый массой топлива РДУ, занимающей все свободные объемы ПВРД. Если летательный аппарат с ПВРД базируется на самолете-носителе, то масса снаряженного ЛА (а значит, и масса заряда РДУ) ограничена. Вместе с тем, поступательная скорость полета самолета-носителя, являющаяся стартовой скоростью начала разгона ЛА с ПВРД, уменьшает потребную величину суммарного импульса тяги, создаваемого РДУ. The disadvantage of this layout scheme is that it is designed to create only large values of the total thrust impulse developed by the RDU. At the same time, in order to achieve a flight speed that provides reliable launch of ramjet ramps to some aircraft, it is enough to report a 1.5-2 times lower total thrust impulse than the pulse provided by the mass of RDU fuel, which occupies all the free ramjet volumes. If the aircraft with ramjet is based on a carrier aircraft, then the mass of the equipped aircraft (and, therefore, the mass of the RDU charge) is limited. At the same time, the translational speed of the carrier aircraft, which is the starting speed of the start of acceleration of an aircraft with ramjet, reduces the required value of the total thrust impulse created by the taxiway.

Простое уменьшение массы заряда, размещенного в том же ступенчатом корпусе, существенно ухудшает коэффициент весового совершенства РДУ (отношение массы конструкции РДУ к массе размещенного в ней заряда). Например, двукратное уменьшение массы заряда приводит к двукратному (т. е. на 100%) ухудшению коэффициента весового совершенства. A simple decrease in the mass of the charge placed in the same step housing significantly worsens the coefficient of weight perfection of the RDU (the ratio of the mass of the RDU structure to the mass of the charge placed in it). For example, a twofold decrease in the mass of a charge leads to a twofold (i.e., 100%) deterioration in the coefficient of weight perfection.

Технической задачей настоящего изобретения является уменьшение массы конструкции РДУ при обеспечении надежности ее выброса после разгона. An object of the present invention is to reduce the mass of the RDU structure while ensuring the reliability of its ejection after acceleration.

Сущность изобретения заключается в том, что в известной твердотопливной разгонной двигательной установке, предназначенной для размещения внутри прямоточного воздушно-реактивного двигателя, снабженной хвостовым обтюрирующим отсеком, имеющим диаметр, равный диаметру среза сопла ПВРД, корпус РДУ выполнен цилиндрическим с диаметром, меньшим или равным диаметру канала воздухозаборника ПВРД, а хвостовой обтюрирующий отсек снабжен аэродинамической юбкой или кожухом, выполненным в виде плунжера, размещенного внутри камеры сгорания ПВРД и перекрывающим сопло ПВРД. Кожух в передней части имеет окна. Хвостовой обтюрирующий отсек выполнен в виде жесткого шпангоута, на котором установлены газовые рули РДУ. The essence of the invention lies in the fact that in the known solid-fuel booster propulsion system, designed to be installed inside a ramjet engine equipped with a tail obturation compartment having a diameter equal to the cut-off diameter of the ramjet nozzle, the RDU case is made cylindrical with a diameter less than or equal to the diameter of the channel ramjet air intake, and the tail obturation compartment is equipped with an aerodynamic skirt or casing made in the form of a plunger located inside the ramjet combustion chamber and erekryvayuschim ramjet nozzle. The front casing has windows. The tail obturation compartment is made in the form of a rigid frame, on which the gas steering wheels of the RDU are installed.

Технический результат достигается тем, что имеющий большой удельный вес корпус РДУ (конструкция которого рассчитана на большое внутрикамерное давление и снабжена теплозащитным покрытием) выполнен в минимально возможных габаритах, чем достигается снижение его массы. При этом надежность выброса РДУ обеспечивается:
- или аэродинамической юбкой, обеспечивающей выброс РДУ под действием на юбку скоростного напора воздуха и смещение аэродинамического фокуса РДУ назад (т. е. обеспечивающей устойчивое движение РДУ при выбросе);
- или тонкостенным кожухом, выполненным в виде плунжера.The technical result is achieved by the fact that the RDU case having a large specific gravity (the design of which is designed for high intracameral pressure and is provided with a heat-shielding coating) is made in the smallest possible dimensions, thereby reducing its weight. At the same time, the reliability of the RDU release is ensured by:
- or an aerodynamic skirt that ensures the release of the RDU under the action of the high-speed air pressure on the skirt and the shift of the aerodynamic focus of the RDU back (that is, provides a stable movement of the RDU when ejected);
- or a thin-walled casing made in the form of a plunger.

Вес аэродинамической юбки минимален благодаря ее малым размерам, а удельный вес кожуха во много раз меньше удельного веса корпуса, т. к. благодаря окнам кожух разгружен от перепадов давления и у кожуха отсутствуют элементы тепловой защиты. При этом аэродинамическая юбка или тонкостенный кожух увеличивают коэффициент весового совершенства РДУ на сравнительно небольшую величину (4-8%). Воспринимающая давление скоростного напора воздуха и аэродинамическую силу выброса конструкция хвостового обтюрирующего отсека по определению должна быть достаточно жесткой, что позволяет совместить в ней функции обтюрирующего отсека со шпангоутом, на который установлены газовые рули РДУ, обеспечивающие управляющие усилия на летательный аппарат в процессе разгона (т. е. на участке, где эффективность аэродинамических органов управления еще мала). The weight of the aerodynamic skirt is minimal due to its small size, and the specific gravity of the casing is many times less than the specific gravity of the casing, because thanks to the windows the casing is unloaded from pressure drops and the casing has no thermal protection elements. At the same time, the aerodynamic skirt or thin-walled casing increases the coefficient of weight perfection of the RDU by a relatively small amount (4-8%). By definition, the pressure of the air pressure head and the aerodynamic force of the ejection of the tail obturating compartment by definition must be sufficiently rigid, which allows it to combine the functions of the obturating compartment with a frame on which the gas steering wheels of the RDU are mounted, providing control forces on the aircraft during acceleration (t. e. in the area where the effectiveness of aerodynamic controls is still small).

Данное техническое решение неизвестно из патентной и технической литературы. This technical solution is unknown from the patent and technical literature.

Изобретение поясняется следующим графическим материалом:
на фиг. 1 показан продольный разрез летательного аппарата с РДУ, хвостовой обтюрирующий отсек которой снабжен аэродинамической юбкой;
на фиг. 2 показан продольный разрез летательного аппарата с РДУ, хвостовой обтюрирующий отсек которой снабжен кожухом.The invention is illustrated by the following graphic material:
in FIG. 1 shows a longitudinal section of an aircraft with an RDU, the tail obturation compartment of which is equipped with an aerodynamic skirt;
in FIG. 2 shows a longitudinal section of an aircraft with an RDU, the tail obturation compartment of which is provided with a casing.

Твердотопливная разгонная двигательная установка (РДУ) размещена внутри маршевого ПВРД летательного аппарата. ПВРД состоит из центрального тела 1, канала воздухозаборника 2, камеры сгорания 3, сопла 4. Цилиндрический корпус 5 РДУ размещен в канале воздухозаборника 2 ПВРД и проходит сквозь камеру сгорания 3 ПВРД. РДУ снабжена хвостовым обтюрирующим отсеком 6, имеющим диаметр, равный диаметру среза сопла 4 ПВРД. Хвостовой обтюрирующий отсек 6 герметизирует объем ПВРД со стороны сопла 4. На хвостовом герметизирующем отсеке 6 установлен шпангоут 7, размещенный вокруг сопла 8 РДУ. На шпангоуте 7 установлены узлы крепления газовых рулей 9, перья которых размещены в газовом тракте сопла 8 РДУ. Рулевой привод газовых рулей 9 может размещаться как на шпангоуте 7 РДУ, так и (в случае кинематической связи газовых рулей 9 с аэродинамическими органами управления летательного аппарата) на летательном аппарате. Хвостовой обтюрирующий отсек 6 снабжен аэродинамической юбкой 10 (см. фиг. 1) или кожухом 11, выполненным в виде плунжера, размещенного внутри камеры сгорания 3 ПВРД (см. фиг. 2). Кожух 11 в своей передней части имеет окна 12, обеспечивающие газовую связь объема ПВРД с внутренним объемом кожуха 11, т. е. исключающие случай самого неблагоприятного нагружения кожуха 11 - его работу на устойчивость от наружного избыточного давления. Цилиндрический корпус 5 РДУ центрируется в канале воздухозаборника 2 ПВРД посредством башмаков 13. A solid propellant booster propulsion system (RDU) is located inside the march ramjet of the aircraft. The ramjet consists of a central body 1, an air intake duct 2, a combustion chamber 3, a nozzle 4. A cylindrical housing 5 of the RDU is located in the ramjet air intake 2 channel and passes through the ramjet combustion chamber 3. The RDU is equipped with a tail obturating compartment 6 having a diameter equal to the cut-off diameter of the ramjet nozzle 4. The tail obturating compartment 6 seals the volume of the ramjet from the nozzle 4. On the tail sealing compartment 6, a frame 7 is installed around the nozzle 8 of the RDU. Mounting units of gas rudders 9 are installed on the frame 7, the feathers of which are located in the gas path of the nozzle 8 of the RDU. The steering drive of the gas rudders 9 can be placed both on the frame 7 of the RDU, and (in the case of a kinematic connection of the gas rudders 9 with the aerodynamic controls of the aircraft) on the aircraft. The tail obturator compartment 6 is equipped with an aerodynamic skirt 10 (see Fig. 1) or a casing 11 made in the form of a plunger located inside the combustion chamber 3 of the ramjet engine (see Fig. 2). The casing 11 in its front part has windows 12 that provide gas communication between the ramjet volume and the internal volume of the casing 11, that is, excluding the case of the most adverse loading of the casing 11 — its operation for resistance to external overpressure. The cylindrical housing 5 RDU is centered in the channel of the air intake 2 ramjet via shoes 13.

Устройство работает следующим образом. При запуске и работе РДУ ее тяга на ЛА передается через центральное тело 1 ПВРД, разгоняя ЛА. Управление ЛА в процессе работы РДУ производится посредством газовых рулей 9 РДУ. При работе РДУ, обеспечивающей разгон ЛА, скоростной напор окружающего воздуха повышает давление в полостях ПВРД (канале воздухозаборника 2 и камере сгорания 3). Это давление, умноженное на площадь миделя хвостового обтюрирующего отсека 6 (т. е. на площадь среза сопла 4), создает силу, стремящуюся выбросить РДУ из полостей ПВРД. На участке разгона тяга РДУ существенно превышает выталкивающую силу. В процессе окончания работы РДУ по команде от системы управления производится снятие жесткой связи между центральным телом 1 ПВРД и корпусом 5 РДУ. В момент, когда выталкивающая сила, обусловленная скоростным напором, начинает превалировать над остаточной тягой РДУ, начинается процесс выброса отработавшей (ставшей уже ненужной) РДУ из полости ПВРД. Рассмотрим две схемы, зависящие от варианта конструктивного исполнения хвостового обтюрирующего отсека 6, дальнейшего выброса РДУ. The device operates as follows. At the start and operation of the RDU, its thrust to the aircraft is transmitted through the central body 1 ramjet, accelerating the aircraft. The control of the aircraft during the operation of the RDU is carried out by means of the gas rudders 9 RDU. During operation of the RDU, which provides acceleration of the aircraft, the high-pressure head of the surrounding air increases the pressure in the ramjet cavities (air intake channel 2 and combustion chamber 3). This pressure, multiplied by the midship area of the tail obturation compartment 6 (i.e., by the nozzle exit area 4), creates a force tending to eject the RDD from the ramjet cavities. In the acceleration section, the thrust of the RDU significantly exceeds the buoyancy force. In the process of terminating the RDU operation, on command from the control system, the hard link is removed between the central body 1 of the ramjet and the body 5 of the RDU. At the moment when the buoyancy force, caused by the velocity head, begins to prevail over the residual thrust of the RDU, the process of ejecting the spent (already unnecessary) RDU from the ramjet cavity begins. Consider two schemes, depending on the embodiment of the tail obturation compartment 6, the further release of the RDU.

Если хвостовой обтюрирующий отсек 6 снабжен аэродинамической юбкой 10 (см. фиг. 1), то сразу после выхода хвостового обтюрирующего отсека 6 за срез сопла 4, находящийся под давлением наддува скоростным напором воздуха, объем ПВРД разгерметизируется. Соответственно давление в объеме ПВРД начинает падать. При этом аэродинамическая конфигурация юбки 10 должна обеспечивать значение коэффициента лобового аэродинамического сопротивления, достаточное для интенсивного выброса РДУ. Передняя часть корпуса 5 РДУ (башмаки 13) при выбросе скользит по каналу воздухозаборника 2 ПВРД. Отсутствие второй базовой для РДУ поверхности компенсируется тем, что расширенная коническая задняя часть (аэродинамическая юбка 10) смещает аэродинамический фокус РДУ назад, что, как известно, способствует автоматической компенсации возмущающих факторов (т. е. устойчивому движению РДУ при выбросе). If the tail obturating compartment 6 is equipped with an aerodynamic skirt 10 (see Fig. 1), then immediately after the tail obturating compartment 6 exits the nozzle section 4, which is pressurized by pressurization with high-speed air pressure, the ramjet volume is depressurized. Accordingly, the pressure in the ramjet volume begins to fall. In this case, the aerodynamic configuration of the skirt 10 should provide a value of the coefficient of frontal aerodynamic drag, sufficient for the intensive release of the RDU. The front of the housing 5 RDU (shoes 13) when ejected slides along the channel of the air intake 2 ramjet. The absence of a second base surface for the RDU is compensated by the fact that the expanded conical rear part (aerodynamic skirt 10) shifts the aerodynamic focus of the RDU back, which, as is known, contributes to the automatic compensation of disturbing factors (i.e., the stable motion of the RDU during ejection).

Если хвостовой обтюрирующий отсек 6 снабжен кожухом 11 (см. фиг. 2), то после выхода хвостового обтюрирующего отсека 6 за срез сопла 4 сопло 4 остается перекрытым кожухом 11, выполненным в виде плунжера. Давление наддува скоростным напором воздуха в объеме ПВРД сохраняется на прежнем уровне, обеспечивая интенсивный выброс РДУ. Так как передняя часть корпуса 5 РДУ (башмаки 13) базируется при своем движении по каналу воздухозаборника 2 ПВРД, удаленного от базовой для кожуха 11 (т. е. от второй базовой для РДУ) поверхности (пояска на срезе сопла 4 ПВРД), при выбросе РДУ исключается ее перекос и заклинка. If the tail obturation compartment 6 is equipped with a casing 11 (see Fig. 2), then after the tail obturation compartment 6 exits the nozzle 4 through the nozzle section 4, the nozzle 4 remains covered by the casing 11, made in the form of a plunger. The boost pressure of the high-speed air pressure in the ramjet volume remains at the same level, providing an intensive discharge of the RDU. Since the front part of the housing 5 of the RDU (shoes 13) is based on its movement along the channel of the air intake 2 of the ramjet, remote from the base for the casing 11 (i.e., from the second base for the RDU) of the surface (the belt at the nozzle exit 4 of the ramjet) RDU excludes its skew and spell.

Технико-экономическая эффективность предлагаемого изобретения по сравнению с прототипом, в качестве которого выбрана разгонная двигательная установка крылатой ракеты [патент РФ N 2117907], заключается в уменьшении массы конструкции РДУ при обеспечении надежности ее выброса после разгона. The technical and economic efficiency of the present invention compared to the prototype, for which the accelerated propulsion system of a cruise missile is selected [RF patent N 2117907], consists in reducing the mass of the RDU structure while ensuring the reliability of its ejection after acceleration.

Claims

1. Solid propellant booster propulsion system (RDU), designed to be installed inside a ramjet engine, equipped with a tail obturating compartment having a diameter equal to the diameter of the nozzle of the ramjet nozzle, characterized in that the housing of the RDU is cylindrical with a diameter smaller or equal to the diameter of the ramjet air intake channel, and the tail obturation compartment is equipped with an aerodynamic skirt or casing made in the form of a plunger placed inside the ramjet combustion chamber and blocking the nozzle П RD.

2. Solid propellant booster propulsion system (RDU) according to claim 1, characterized in that the casing in the front part has windows.

3. Solid propellant booster propulsion system (RDU) according to claim 1, characterized in that the tail obturation compartment is made in the form of a rigid frame on which the gas rudders of the RDU are mounted.