RU2252332C2 - Двигательная установка для отделения и увода аэрокосмического агрегата от разгонной ступени носителя - Google Patents
Двигательная установка для отделения и увода аэрокосмического агрегата от разгонной ступени носителя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2252332C2 RU2252332C2 RU2003102493/06A RU2003102493A RU2252332C2 RU 2252332 C2 RU2252332 C2 RU 2252332C2 RU 2003102493/06 A RU2003102493/06 A RU 2003102493/06A RU 2003102493 A RU2003102493 A RU 2003102493A RU 2252332 C2 RU2252332 C2 RU 2252332C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engines
- carrier
- brake
- stage
- checkers
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Output Control And Ontrol Of Special Type Engine (AREA)
Abstract
Двигательная установка для отделения и увода аэрокосмического агрегата от разгонной ступени носителя включает два равнотяговых твердотопливных тормозных двигателя и систему их запуска. Твердотопливные тормозные двигатели расположены диаметрально противоположно на разгонной ступени носителя и выполнены с одинаковыми соплами и камерами одинакового диаметра. Размеры шашек для каждого тормозного двигателя связаны соотношением (D+d2)·L2=(D+d1)·L1 и 1,2·(D-d1)≤(D-d2)≤2,0·(D-d1), где D - наружный диаметр шашек, d1, d2 - диаметр канала шашек 1-го и 2-го двигателей соответственно, L1, L2 - длина шашек 1-го и 2-го двигателей соответственно. Изобретение обеспечит минимальные динамические возмущения на аэрокосмический агрегат при отделении его от разгонной ступени носителя с помощью двух тормозных двигателей. 2 ил.
Description
Настоящее техническое решение посвящено вопросу отделения и увода с траектории полета разгонной ступени носителя от аэрокосмического агрегата.
Известна система отделения полезной нагрузки от носителя и увода последней ступени за счет последовательного включения тормозных двигателей (см., например, пат. США №3534686, кл. 102-49.5). Здесь полезная нагрузка после разрыва механической связи с выгоревшей последней ступенью носителя отделяется с помощью двух тормозных двигателей (ТД): вначале задействован один из них, который начинает тормозить и одновременно разворачивать последнюю ступень носителя, с временной задержкой 0,8 с включается второй ТД и отработавшая ступень окончательно отводится с траектории полета полезной нагрузки. Первый ТД имеет достаточное количество топлива для одновременного горения со вторым ТД. Тормозные двигатели расположены симметрично относительно центра масс отделяемого объекта диаметрально противоположно.
Недостаток такой схемы состоит в следующем. При начальном неодновременном срабатывании тормозных двигателей возникает дополнительная боковая динамическая нагрузка на объект отделения, так как действующая остаточная тяга разгонной ступени и тяга одного тормозного двигателя создают неуравновешенный крутящий момент, который в виде боковой силы воздействует на торец отделяемого объекта, что искажает заданную траекторию дальнейшего движения полезной нагрузки.
Суть предлагаемой конструкции направлена на устранение этого недостатка за счет использования двух тормозных двигателей, которые расположены на разгонной ступени носителя диаметрально противоположно и имеют систему запуска, одинаковые тяги, одинаковые сопла, одинакового размера диаметры корпусов ТД, одинакового диаметра камеры ТД, запускаются одновременно, но имеют разные длины камер сгорания и разные годные времена работы ТД.
Этим условиям удовлетворяют твердотопливные заряды торцевого горения одинакового диаметра, но разной длины. Однако обеспечить заданные режимы кратковременной работы ТД с такими зарядами и с заданными импульсами тяги не всегда представляется возможным.
В связи с этим предложено в ТД использовать канальные твердотопливные шашки всестороннего горения одинакового наружного диаметра в каждом Тд, но с разными диаметрами каналов шашек и разной их длиной.
При обязательном равенстве величины тяги каждого из ТД отношение времени работы двигателя, обеспечивающего увод отработавшей ступени с траектории полета, τ2 к времени совместной работы обоих тД τ1 практически должно составлять
Чтобы разнотяговость двух ТД была минимальной, шашки должны быть изготовлены из одной топливной массы.
Для равенства величины тяги двух ТД на участке совместной работы шашки должны иметь одинаковую начальную поверхность горения. Кроме того, для уменьшения разброса силы тяги каждого из ТД и для унификации корпусов двигателей наружный диаметр шашек (допуск, на размер которого дает наибольший разброс поверхности горения и определяет геометрические размеры камеры ТД) должен быть одинаковым для обоих ТД. В результате получаются следующие соотношения для геометрических размеров шашек двух ТД: (D+d2)·L2=(D+d1)·L1; (D-d2)=1,2-2,0(D-d1) или 1,2(D-d1)≤(D-d2)≤2,0(D-d1),
где D - наружный диаметр шашек,
d1, d2 - диаметр канала шашек 1-го и 2-го ТД соответственно,
L1, L2 - длина шашек 1-го и 2-го ТД соответственно.
Двигательная установка для отделения и увода аэрокосмического агрегата от разгонной ступени носителя поясняется чертежами:
фиг.1 - фрагмент разгонной ступени носителя с двумя тормозными двигателями,
фиг.2 - продольный разрез шашек для каждого из ТД.
Двигательная установка содержит установленные на разгонной ступени носителя 1 два равнотяговых макетных твердотопливных двигателя 3 и 4 (фиг.1) с канальными шашками 5 (для ТД 4, фиг.2) и канальными шашками 6 (для ТД 3, фиг.2).
При одновременном срабатывании двигателей 3 и 4 после разрыва механической связи между агрегатом и разгонной ступенью 1 происходит отделение ступени в осевом направлении. Затем, когда отработал двигатель 4, продолжает работать двигатель 3 и уводит ступень 1 в сторону от заданной траектории полета. Остаточная тяга разгонной ступени уже не приведет к тому, что ступень догонит отделенный аэрокосмический агрегат.
При одновременном включении двух двигателей с одинаковой тягой динамические возмущения на отделяемый агрегат минимальны, и траектория движения аэрокосмического агрегата после отделения от разгонной ступени носителя соответствует заданной.
Claims (1)
- Двигательная установка для отделения и увода аэрокосмического агрегата от разгонной ступени носителя, содержащая расположенные на разгонной ступени носителя диаметрально противоположно два равнотяговых твердотопливных тормозных двигателя с шашками, с камерами одинакового диаметра и с одинаковыми соплами и систему запуска двигателей, отличающаяся тем, что размеры шашек для каждого тормозного двигателя связаны соотношением (D+d2)·L2=(D+d1)·L1 и 1,2·(D-d1)≤(D-d2)≤2,0·(D-d1), где D - наружный диаметр шашек; d1, d2 - диаметр канала шашек 1-го и 2-го двигателей соответственно; L1, L2 - длина шашек 1-го и 2-го двигателей соответственно.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2003102493/06A RU2252332C2 (ru) | 2003-01-30 | 2003-01-30 | Двигательная установка для отделения и увода аэрокосмического агрегата от разгонной ступени носителя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2003102493/06A RU2252332C2 (ru) | 2003-01-30 | 2003-01-30 | Двигательная установка для отделения и увода аэрокосмического агрегата от разгонной ступени носителя |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2003102493A RU2003102493A (ru) | 2004-08-10 |
RU2252332C2 true RU2252332C2 (ru) | 2005-05-20 |
Family
ID=35820866
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2003102493/06A RU2252332C2 (ru) | 2003-01-30 | 2003-01-30 | Двигательная установка для отделения и увода аэрокосмического агрегата от разгонной ступени носителя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2252332C2 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2661245C2 (ru) * | 2013-02-26 | 2018-07-13 | Снекма | Космический двигательный модуль с электрическими и твердотопливными химическими двигателями |
-
2003
- 2003-01-30 RU RU2003102493/06A patent/RU2252332C2/ru not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
W0 96/13694 A1, 09.05.1996. * |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2661245C2 (ru) * | 2013-02-26 | 2018-07-13 | Снекма | Космический двигательный модуль с электрическими и твердотопливными химическими двигателями |
US10532833B2 (en) | 2013-02-26 | 2020-01-14 | Snecma | Space propulsion module having both electric and solid fuel chemical propulsion |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2000102687A (ru) | Способ выведения на орбиту полезной нагрузки многофункциональной ракетой-носителем комбинированной схемы с маршевыми жидкостными ракетными двигательными установками (жрду), многофункциональная ракета-носитель комбинированной схемы с маршевыми жрду и способ ее отработки | |
US2523379A (en) | Combustion products generator with combustion type precompressor | |
US4015427A (en) | Fuel grain for spherical boost-sustain rocket motor | |
US6629416B1 (en) | Afterburning aerospike rocket nozzle | |
RU2252332C2 (ru) | Двигательная установка для отделения и увода аэрокосмического агрегата от разгонной ступени носителя | |
US4625649A (en) | Projectiles | |
RU2386571C1 (ru) | Ступень ракеты-носителя | |
US3000306A (en) | Solid propellant propulsion system | |
RU2406862C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
RU2238226C2 (ru) | Многоступенчатая модульная ракета-носитель | |
RU2629048C1 (ru) | Ракета и ракетный двигатель твёрдого топлива | |
CN110775301A (zh) | 具有高入轨效率和强机动能力的飞行器及其入轨方法 | |
RU2192992C2 (ru) | Первая ступень многоступенчатого ракетоносителя | |
RU2739852C1 (ru) | Ступень ракетоносителя, работающего в плотных и разряженных слоях атмосферы | |
RU2239585C1 (ru) | Средство выведения аппаратов космического назначения | |
RU2002128604A (ru) | Многоступенчатая модульная ракета-носитель | |
GB2137740A (en) | In-flight separation of projectile sections | |
RU2233385C2 (ru) | Топливо для жидкостных ракетных двигателей | |
RU2600264C1 (ru) | Двухступенчатая космическая ракета | |
RU176695U1 (ru) | Двухступенчатая ракета | |
SE517002C2 (sv) | Sätt och anordning vid en flerstegsraket | |
RU2221979C2 (ru) | Взрывной трубчатый ускоритель | |
RU2221977C2 (ru) | Двигатель для артиллерийских снарядов | |
RU2163686C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
Bao et al. | One-dimensional interior ballistic calculation of solid rocket motors with dual burning rate propellant. |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20110331 |
|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20190131 |