RU2427507C1

RU2427507C1 - Gyrating rocket stage with combined power plant and method of controlling rocket flight

Info

Publication number: RU2427507C1
Application number: RU2010131988/11A
Authority: RU
Inventors: Али Вейсович Алиев (RU); Али Вейсович Алиев; Анатолий Николаевич Лошкарев (RU); Анатолий Николаевич Лошкарев; Константин Викторович Сермягин (RU); Константин Викторович Сермягин; Андрей Николаевич Миронов (RU); Андрей Николаевич Миронов
Priority date: 2010-07-29
Filing date: 2010-07-29
Publication date: 2011-08-27

Abstract

FIELD: transport.

SUBSTANCE: invention relates to rocketry. Gyrating stage comprises nose section and gas generator with pushing, pulling and bank control nozzles. Additionally, said stage comprises sustainer communicated via gas dust and bypass valve with gas generator. Sustainer incorporates thrust vector controls and represents solid propellant engine like gas generator. Gas generator solid propellant charge is made up of cylinder with central bore, its inner and outer surfaces being armored. Gas generator pressure is increased in combustion products overflowing from sustainer. Note here that sustainer and gas generator pressure and charge combustion rate exponents obey definite laws.

EFFECT: higher maneuverability and efficiency.

6 cl, 3 dwg

Description

Изобретения относятся к ракетной технике, более конкретно к ракетным системам с регулируемыми энергетическими установками, используемыми для создания тяги, коррекции траектории и дальности полета, отсечки тяги, маневрирования.The invention relates to rocket technology, and more specifically to rocket systems with adjustable power plants used to create traction, correct trajectory and range, cut off traction, maneuver.

Для маневрирования, коррекции траектории и дальности полета ракеты, причаливания, сближения или мягкой посадки космического аппарата, требуется регулирование вектора тяги двигательной установки летательного аппарата. Управление величиной и направлением вектора тяги может осуществляться, например, командным изменением величины расхода продуктов сгорания топлива через разнонаправленные сопла, реализуемым посредством газораспределительных клапанов [Фахрутдинов И.Х., Котельников А.В. Конструкция и проектирование ракетных двигателей твердого топлива: Учебник для машиностроительных вузов. - М.: Машиностроение, 1987, 328 с., ил.].For maneuvering, correcting the trajectory and range of the rocket, approaching, approaching or soft landing the spacecraft, it is necessary to control the thrust vector of the propulsion system of the aircraft. The magnitude and direction of the thrust vector can be controlled, for example, by commanding the magnitude of the flow rate of the products of fuel combustion through multidirectional nozzles, realized by means of gas distribution valves [Fakhrutdinov I.Kh., Kotelnikov A.V. Design and Design of Solid Fuel Rocket Engines: A Textbook for Engineering Universities. - M .: Engineering, 1987, 328 p., Ill.].

Известна энергетическая установка для осуществления маневров ракеты [Steven D. Nelson, William J. Sipes, David K. Hoffmaster. MEMS synthesized divert propulsion system / Патент США №6178741. 16 октября 1998 г.]. Энергетическая установка содержит диски, соединенные между собой и включающие сопла, камеры сгорания с размещенными в них зарядами твердого топлива, воспламенительные устройства, электронную систему контроля работы энергетической установки, датчики воспламенения зарядов твердого топлива, расположенные радиально относительно продольной оси установки.Known power plant for the implementation of rocket maneuvers [Steven D. Nelson, William J. Sipes, David K. Hoffmaster. MEMS synthesized divert propulsion system / US Patent No. 6178741. October 16, 1998]. A power plant contains disks interconnected and including nozzles, combustion chambers with solid fuel charges placed therein, ignition devices, an electronic system for monitoring the operation of a power plant, ignition sensors for solid fuel charges located radially relative to the longitudinal axis of the installation.

Недостатком указанной энергетической установки является невозможность обеспечения длительного маневрирования ракеты.The disadvantage of this power plant is the inability to ensure long-term maneuvering of the rocket.

Известен также двигатель управления движением ракеты [Walter Kranz. Control propulsion unit, especially for exerting transverse forces on a missile / Патент США №4979697, 31 октября 1989 г.]. Двигатель обеспечивает управление движением ракеты посредством создания боковых управляющих усилий и содержит заряд твердого топлива, выхлопное сопло, устройство для изменения боковой управляющей реактивной силы.A rocket motion control engine [Walter Kranz. Control propulsion unit, especially for exerting transverse forces on a missile / US Patent No. 4979697, October 31, 1989]. The engine provides rocket motion control by creating lateral control forces and contains a solid fuel charge, an exhaust nozzle, and a device for changing the lateral control reactive force.

Основным недостатком этого двигателя является недостаточная эффективность использования топлива ввиду невозможности дополнительного увеличения глубины регулирования управляющих усилий.The main disadvantage of this engine is the lack of fuel efficiency due to the impossibility of an additional increase in the depth of regulation of control efforts.

Кроме того, известно устройство и способ контроля суммарной боковой управляющей силы ракеты [Carl W. Anderson, Jr. Radial bleed total thrust control apparatus and method for a rocket propelled missile / Патент США №5028014, 15 ноября 1988 г.]. Устройство и способ относятся к области летательных аппаратов, более конкретно к новым и применяемым средствам, предназначенным для создания управляющих сил и моментов для управления движением летательного аппарата по каналам тангажа, рыскания и крена, а также создания осевой тяги ракеты. Устройство содержит основное сопло для создания осевой тяги, по крайней мере, две пары радиально расположенных управляющих сопел и две пары тангенциально расположенных кососрезанных сопел, газогенератор для обеспечения вышеуказанных сопел рабочим веществом, а также средства для мгновенного селективного открытия управляющих радиально и тангенциально расположенных сопел. Способ управления движением летательного аппарата по каналам тангажа, рыскания и крена заключается в распределении управляющего газового потока между управляющими радиальными и тангенциальными соплами и соплом для создания осевой составляющей силы тяги посредством селективного открытия и закрытия управляющих сопел.In addition, a device and method for controlling the total lateral control force of a rocket [Carl W. Anderson, Jr. Radial bleed total thrust control apparatus and method for a rocket propelled missile / US Patent No. 5028014, November 15, 1988]. The device and method relates to the field of aircraft, and more specifically to new and used tools designed to create control forces and moments for controlling the movement of the aircraft through the channels of pitch, yaw and roll, as well as creating axial thrust of the rocket. The device contains a main nozzle for creating axial thrust, at least two pairs of radially located control nozzles and two pairs of tangentially located oblique nozzles, a gas generator to provide the above nozzles with a working substance, and also means for instantly selective opening of the control radially and tangentially located nozzles. The method of controlling the movement of the aircraft along the pitch, yaw and roll channels is to distribute the control gas flow between the control radial and tangential nozzles and the nozzle to create an axial component of the thrust by selectively opening and closing the control nozzles.

Описанный способ управления движением летательного аппарата является наиболее близким решением к заявляемому изобретению и взят в качестве прототипа.The described method of controlling the movement of an aircraft is the closest solution to the claimed invention and is taken as a prototype.

Недостатком указанного способа управления движением летательного аппарата является отсутствие возможности дополнительного увеличения давления перед управляющими соплами, что обусловливает невозможность дополнительного увеличения управляющих тяговых усилий и маневренности летательного аппарата.The disadvantage of this method of controlling the movement of the aircraft is the lack of the possibility of an additional increase in pressure in front of the control nozzles, which makes it impossible to further increase the driving power and maneuverability of the aircraft.

Управление траекторией полета боевой ступени американской ракеты "Трайдент-С4", обеспечивающей разведение головных частей ракеты, осуществляется специальной двигательной установкой [Кимяев А.А., Петренко В.И., Попов В.Л., Ярушин С.Г. Регулируемые энергетические установки на твердом ракетном топливе: Учеб. Пособие / Перм. гос. техн. ун-т. Пермь, 1999, 168 с., стр.31]. Двигательная установка боевой ступени этой ракеты является твердотопливной и содержит два идентичных газогенератора, работающих одновременно и соединенных между собой. Газогенераторы гибкими газоводами связаны с четырьмя идентичными клапанными управляющими сопловыми блоками. Каждый управляющий клапанный сопловой блок содержит четыре сопла: толкающее (маршевое), тянущее (тормозящее) и два для управления по каналу крена. Кроме того, на блоке смонтированы элементы системы управления (соленоиды управляющих клапанов). На каждом клапанном блоке имеются два струйных вихревых клапана, которые управляют режимом работы газогенераторов и перераспределяют расход газа между соплами для создания управляющих моментов на маршевом и управляющем режимах.The flight path of the combat stage of the American Trident-C4 missile, which ensures the separation of the missile’s warheads, is controlled by a special propulsion system [Kimyaev AA, Petrenko VI, Popov VL, Yarushin SG Regulated solid rocket fuel power plants: Textbook. Allowance / Perm. state tech. un-t Perm, 1999, 168 p., P. 31]. The propulsion system of the combat stage of this rocket is solid fuel and contains two identical gas generators operating simultaneously and interconnected. Gas generators are connected by flexible gas ducts to four identical valve control nozzle blocks. Each control valve nozzle block contains four nozzles: pushing (marching), pulling (braking) and two for control along the roll channel. In addition, control unit elements (control valve solenoids) are mounted on the unit. Each valve block has two jet vortex valves that control the operation of gas generators and redistribute the gas flow between the nozzles to create control moments in the marching and control modes.

Описанная боевая ступень ракеты является наиболее близким решением к заявляемому изобретению и взята в качестве прототипа. Однако известно, что двигательная установка боевой ступени обладает невысокой энергобаллистической эффективностью (критерий энергобаллистической эффективности К_эф составляет всего 1150 м/с, а коэффициент массового совершенства α=0,528) при низком значении достигнутой глубины регулирования тяги (

не обеспечивает высокой маневренности боевой ступени ракеты и эффективного расходования топлива.The described combat stage of the rocket is the closest solution to the claimed invention and is taken as a prototype. However, it is known that the combat stage propulsion system has low energy ballistic efficiency (the criterion of energy ballistic efficiency K _eff is only 1150 m / s, and the mass perfection coefficient α = 0.528) with a low value of the achieved thrust regulation depth (

It does not provide high maneuverability of the combat stage of the rocket and efficient fuel consumption.

Задачами изобретений являются:The objectives of the invention are:

- увеличение маневренности маневрирующей ступени ракеты посредством использования комбинированной двигательной установки, создающей дополнительные управляющие тяговые усилия и обеспечивающей высокое значение глубины регулирования управляющих тяговых усилий;- increasing the maneuverability of the maneuvering stage of the rocket through the use of a combined propulsion system that creates additional control traction forces and provides a high value for the depth of regulation of control traction forces;

- повышение эффективности использования топлива маневрирующей ступени ракеты и увеличение коэффициента ее массового совершенства.- improving the fuel efficiency of the maneuvering stage of the rocket and increasing the coefficient of its mass excellence.

Техническим результатом применения изобретений является повышение маневренности ракеты за счет увеличения глубины регулирования управляющих тяговых усилий при сохранении минимальных значений величин энергетических характеристик газогенератора, предназначенного для создания управляющих тяговых усилий.The technical result of the application of the inventions is to increase the maneuverability of the rocket by increasing the depth of regulation of the control traction forces while maintaining the minimum values of the energy characteristics of the gas generator, designed to create control traction forces.

Поставленные задачи достигаются тем, что заявляемая маневрирующая ступень ракеты с комбинированной двигательной установкой, содержащая головную часть, газогенератор с соплами - тянущими, толкающими и для управления по каналу крена, содержит маршевый двигатель, соединенный с газогенератором через газоход и перепускной клапан с возможностью создания газовой связи. Маршевый двигатель снабжен органами управления вектора тяги, которые могут быть расположены в сверхзвуковой части сопла маршевого ракетного двигателя. Маршевый двигатель и газогенератор маневрирующей ступени ракеты выполнены твердотопливными. Заряд твердого топлива газогенератора комбинированной двигательной установки выполнен в виде цилиндра с центральным каналом, наружная и внутренняя цилиндрические поверхности которого забронированы. Увеличение давления в газогенераторе осуществляется посредством перетекания продуктов сгорания из маршевого двигателя при соблюдении следующих условий: Рн.м>Рн.г.г, ν_ГГ>ν_М, ν_ГГ→1 и ν_М<1, где Рн.м - начальное давление продуктов сгорания в свободном объеме маршевого двигателя, Рн.г.г - начальное давление продуктов сгорания в свободном объеме газогенератора, ν_ГГ - показатель степени в законе скорости горения топлива заряда газогенератора, a ν_М - показатель степени в законе скорости горения топлива заряда маршевого двигателя.The tasks are achieved in that the inventive maneuvering stage of a rocket with a combined propulsion system, containing a warhead, a gas generator with nozzles — pulling, pushing and for controlling along the roll channel, contains a main engine connected to the gas generator through a gas duct and a bypass valve with the possibility of creating a gas connection . The main engine is equipped with thrust vector controls that can be located in the supersonic part of the main engine rocket nozzle. The mid-flight engine and the gas generator of the maneuvering stage of the rocket are solid fuel. The solid fuel charge of the gas generator of the combined propulsion system is made in the form of a cylinder with a central channel, the outer and inner cylindrical surfaces of which are reserved. Increasing the pressure in the gasifier is carried out by overflowing the combustion products from the main engine under the following conditions: Rn.m> Rn.g.g, ν _YY> _M ν, ν _GG → _M 1 and ν <1, where Rn.m - initial pressure combustion products in the free volume of the marching engine, Рн.г.г - initial pressure of the combustion products in the free volume of the gas generator, ν _GG is the exponent in the law of the burning speed of the fuel charge of the gas generator, a ν _M is the degree in the law of the burning speed of the fuel of the charge of the marching engine .

Комбинированная двигательная установка заявляемой маневрирующей ступени ракеты помимо осевой тяги, создаваемой маршевым двигателем, обеспечивает создание дополнительных управляющих тяговых усилий, величина которых изменяется во времени, а также по направлениям тангажа, рыскания и крена. Дополнительные управляющие усилия создаются посредством сопловых блоков, связанных с газогенератором комбинированной двигательной установки.The combined propulsion system of the inventive maneuvering stage of the rocket, in addition to the axial thrust created by the marching engine, provides the creation of additional control traction forces, the magnitude of which varies in time, as well as in the directions of pitch, yaw and roll. Additional control efforts are created through nozzle blocks associated with the gas generator of the combined propulsion system.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг.1 представлена конструктивная схема маневрирующей ступени ракеты, на фиг.2 показан вид слева, а на фиг.3 изображена функциональная схема двигательной установки маневрирующей ступени ракеты.The invention is illustrated by drawings, where Fig. 1 shows a structural diagram of a maneuvering stage of a rocket, Fig. 2 shows a left view, and Fig. 3 shows a functional diagram of a propulsion system of a maneuvering stage of a rocket.

Маневрирующая ступень ракеты содержит комбинированную двигательную установку, элементами которой являются маршевый двигатель твердого топлива 1, заряд твердого топлива 2 маршевого двигателя, сопло 3, газогенератор 4, заряд твердого топлива 5 газогенератора, ресивер 6, предохранительный клапан 7, газовый тракт 8, толкающее сопло 9, тормозящее сопло 10, газораспределяющие клапаны 11 и 13, сопло 12 для управления по каналу крена, тракт газохода 14, перепускной клапан 15, стабилизатор давления 16, органы управления 17 вектором тяги маршевого двигателя. Толкающее сопло 9, тормозящее сопло 10 и газораспределяющий клапан 11 представляют блок сопел управления по каналам тангажа и рыскания. Два сопла 12 для управления по каналу крена и газораспределяющий клапан 13 представляют блок сопел управления по каналу крена.The rocket’s maneuvering stage contains a combined propulsion system, the elements of which are a solid propellant marching engine 1, a marching solid propellant charge 2, a nozzle 3, a gas generator 4, a gas generator solid fuel charge 5, a receiver 6, a safety valve 7, a gas path 8, a pushing nozzle 9 , braking nozzle 10, gas distribution valves 11 and 13, nozzle 12 for roll channel control, gas duct 14, bypass valve 15, pressure stabilizer 16, control elements 17 of the thrust vector of the marching engine. The pushing nozzle 9, the brake nozzle 10 and the gas distribution valve 11 represent a block of control nozzles along the pitch and yaw channels. Two nozzles 12 for control along the roll channel and a gas distribution valve 13 represent a block of control nozzles along the roll channel.

Комбинированная двигательная установка маневрирующей ступени ракеты содержит стабилизатор давления 16, четыре идентичных блока сопел управления по каналам тангажа и рыскания, четыре идентичных блока сопел управления по каналу крена, органы управления 17 вектором тяги маршевого двигателя, а также два предохранительных клапана 7, предназначенных для сглаживания динамических, кратковременных скачков давления.The combined propulsion system of the rocket’s maneuvering stage contains a pressure stabilizer 16, four identical blocks of control nozzles along the pitch and yaw channels, four identical blocks of control nozzles along the roll channel, controls 17 of the main engine thrust vector, and two safety valves 7 designed to smooth dynamic short-term pressure surges.

На фиг.1 органы управления 17 вектором тяги изображены в виде газовых рулей, хотя в общем случае управление вектором тяги маршевого двигателя может быть осуществлено и за счет устройств, осуществляющих вдув газа или жидкости в закритическую область сопла, за счет поворотного сопла, дефлектора и других устройств.In Fig. 1, the thrust vector controls 17 are depicted as gas rudders, although in the general case the thrust vector of the marching engine can also be controlled by devices that blow gas or liquid into the supercritical region of the nozzle, due to a rotary nozzle, deflector, and others devices.

Блок сопел управления по каналам тангажа и рыскания включает толкающее сопло 9, тормозящее сопло 10 и газораспределяющий клапан 11.The control nozzle block along the pitch and yaw channels includes a pushing nozzle 9, a braking nozzle 10 and a gas distribution valve 11.

Блок сопел управления по каналу крена включает два сопла 12 для управления по каналу крена и газораспределяющий клапан 13.The block of control nozzles along the roll channel includes two nozzles 12 for controlling along the roll channel and a gas distribution valve 13.

Каждый из четырех газораспределяющих клапанов 11 и 13 двигательной установки предназначен для перераспределения продуктов сгорания между соплами 9 и 10 и разнонаправленными соплами 12 соответственно с целью создания тяговых усилий, позволяющих управлять движением ракеты по каналам тангажа, рыскания и крена.Each of the four gas distribution valves 11 and 13 of the propulsion system is designed to redistribute the combustion products between the nozzles 9 and 10 and the multidirectional nozzles 12, respectively, in order to create traction forces that allow controlling the rocket's movement along the pitch, yaw and roll channels.

Газовый тракт газогенератора заявляемой маневрирующей ступени ракеты состоит из стабилизатора давления 16, ресивера 6, двух предохранительных клапанов 7, четырех блоков сопел управления по каналам тангажа и рыскания, четырех блоков сопел управления по каналу крена (закрутки маневрирующей ступени).The gas path of the gas generator of the inventive maneuvering stage of the rocket consists of a pressure stabilizer 16, receiver 6, two safety valves 7, four blocks of control nozzles along the pitch and yaw channels, four blocks of control nozzles along the roll channel (twist of the maneuvering stage).

Маршевый двигатель твердого топлива 1 и газогенератор 4 содержат заряды твердого топлива 2 и 5 соответственно, являющиеся источниками энергии для создания тяги и управляющих усилий комбинированной двигательной установкой.Marching engine of solid fuel 1 and gas generator 4 contain charges of solid fuel 2 and 5, respectively, which are sources of energy for creating traction and control efforts of a combined propulsion system.

Комбинированная двигательная установка заявляемой маневрирующей ступени ракеты может работать в двух режимах распределения продуктов сгорания от зарядов маршевого двигателя 1 и газогенератора 4 между свободными объемами маршевого двигателя и газогенератора:The combined propulsion system of the inventive maneuvering stage of the rocket can operate in two modes of distribution of combustion products from the charges of the main engine 1 and gas generator 4 between the free volumes of the main engine and gas generator:

- Перепускной клапан 15 перекрыт. Продукты сгорания заряда твердого топлива 2 маршевого двигателя 1 истекают через сопло 3, а продукты сгорания заряда твердого топлива 5 газогенератора 4 распределяются системой управления по соплам 9, 10 и 12 блоков сопел.- The bypass valve 15 is closed. The combustion products of the charge of solid fuel 2 of the main engine 1 expire through the nozzle 3, and the products of combustion of the charge of solid fuel 5 of the gas generator 4 are distributed by the control system to the nozzles 9, 10 and 12 of the nozzle blocks.

- Перепускной клапан 15 полностью или частично открыт. Распределение продуктов сгорания, необходимое для создания требуемой тяги и управляющих усилий, зависит от степени открытия перепускного клапана и величин давлений продуктов сгорания в свободных объемах двигателя 1 и газогенератора 4, а также от расхода продуктов сгорания через сопла 9, 10 и 12 блоков сопел.- Bypass valve 15 is fully or partially open. The distribution of the combustion products necessary to create the required thrust and control efforts depends on the degree of opening of the bypass valve and the pressure values of the combustion products in the free volumes of the engine 1 and the gas generator 4, as well as on the flow rate of the combustion products through the nozzles 9, 10 and 12 of the nozzle blocks.

Вышеперечисленные режимы распределения продуктов сгорания позволяют управлять полетом ракеты по углам тангажа, рыскания и крена, а также обеспечивать дополнительную тягу, направленную вдоль оси ракеты.The above modes of distribution of combustion products allow you to control the flight of the rocket at the angles of pitch, yaw and roll, as well as provide additional traction directed along the axis of the rocket.

На этих режимах управление по каналам тангажа и рыскания осуществляется путем создания управляющих усилий посредством органов управления 17 вектором тяги и посредством газораспределяющих клапанов 11, которые распределяют продукты сгорания между толкающими соплами 9 и тормозящими соплами 10.In these modes, control over the pitch and yaw channels is carried out by creating control efforts through the thrust vector controls 17 and through the gas distribution valves 11, which distribute the combustion products between the pushing nozzles 9 and the brake nozzles 10.

Управление по каналу крена на этих двух режимах осуществляется посредством газораспределяющих клапанов 13, которые распределяют продукты сгорания между соплами 12.Control over the roll channel in these two modes is carried out by means of gas distribution valves 13, which distribute the products of combustion between the nozzles 12.

Тяговые усилия для управления ступенью ракеты по каналам тангажа и рыскания, полученные посредством газораспределяющих клапанов 11 и сопел 9 и 10, служат средством получения повышенной маневренности маневрирующей ступени ракеты.Traction efforts to control the rocket stage along the pitch and yaw channels obtained by means of gas distribution valves 11 and nozzles 9 and 10 serve as a means of obtaining increased maneuverability of the rocket maneuvering stage.

Создание управляющих тяговых усилий для управления маневрирующей ступенью ракеты по каналам тангажа и рыскания может осуществляться по следующим двум схемам:The creation of control traction efforts to control the maneuvering stage of the rocket along the pitch and yaw channels can be carried out according to the following two schemes:

Схема 1. В толкающем сопле 9 за счет определенной подачи газа создается эффективная площадь критического сечения, которая с учетом утечек через закрытое тормозящее сопло 10 этого же блока сопел обеспечивает работу толкающего сопла на режиме максимального расхода. Управление маневрирующей ступенью ракеты по этой схеме по каналам тангажа и рыскания осуществляется благодаря перераспределению газа между толкающими соплами противоположных блоков сопел.Scheme 1. In the pushing nozzle 9, due to a certain gas supply, an effective critical section area is created, which, taking into account leaks through the closed braking nozzle 10 of the same nozzle block, ensures that the pushing nozzle operates at maximum flow rate. Managing the rocket maneuvering stage according to this scheme along the pitch and yaw channels is due to the redistribution of gas between the pushing nozzles of the opposite nozzle blocks.

Схема 2. Потоки продуктов сгорания через тормозящее сопло 10 одного блока сопел и толкающее сопло 9 противоположного блока сопел перекрыты. При этом в других, толкающем 9 и тормозящем 10, соответственно, соплах этих блоков сопел создается эффективная площадь критического сечения, которая с учетом утечек газа через закрытые сопла обеспечивает создание управляющих усилий заданной величины. Управление маневрирующей ступенью осуществляется по так называемой моментной схеме.Scheme 2. Flows of combustion products through the braking nozzle 10 of one nozzle block and the pushing nozzle 9 of the opposite nozzle block are blocked. Moreover, in others, pushing 9 and inhibiting 10, respectively, nozzles of these nozzle blocks, an effective critical section area is created, which, taking into account gas leaks through closed nozzles, ensures the creation of control forces of a given value. The maneuvering stage is controlled by the so-called torque circuit.

Закрутка маневрирующей ступени относительно продольной оси может быть осуществлена как посредством работы сопел крена 12 двух противоположных блоков сопел, так и посредством работы сопел крена 12 всех четырех блоков сопел управления по каналу крена.The twisting of the maneuvering stage relative to the longitudinal axis can be carried out both by the operation of the bank nozzles 12 of two opposite nozzle blocks, and by the operation of the bank nozzles 12 of all four blocks of control nozzles along the bank channel.

Дополнительная тяга, направленная вдоль оси ракеты, обеспечивается равномерным распределением всего или части управляющего потока продуктов сгорания между толкающими соплами 9.Additional thrust directed along the axis of the rocket is ensured by the uniform distribution of all or part of the control flow of combustion products between the pushing nozzles 9.

Торможение ступени при отделении головной части или при разделении ступеней может осуществляться равномерным распределением всего или части управляющего потока продуктов сгорания между тормозящими соплами 10.The braking of the stage when separating the head part or when separating the steps can be carried out by uniform distribution of all or part of the control flow of combustion products between the braking nozzles 10.

Стабилизатор давления 16 предназначен для поддержания давления газа в ресивере 6 в заданных пределах независимо от секундно-массового расхода газа через сопла как при постоянном режиме работы, так и при смене режима. Стабилизатор давления 16 может содержать следующие функциональные узлы, не показанные на чертежах: чувствительный элемент, реагирующий на любое изменение давления в ресивере, командный блок, который формирует управляющие сигналы на исполнительный орган в соответствии со значением и направлением отклонения давления от заданного значения, на которое настроен стабилизатор, исполнительный орган (регулятор расхода газа), изменяющий площадь проходного сечения стабилизатора давления F_СД в соответствии с сигналом командного блока.The pressure stabilizer 16 is designed to maintain the gas pressure in the receiver 6 within the specified limits regardless of the second-mass flow of gas through the nozzle both during constant operation and when changing mode. The pressure stabilizer 16 may contain the following functional units, not shown in the drawings: a sensing element that responds to any change in pressure in the receiver, a command unit that generates control signals to the actuator in accordance with the value and direction of the pressure deviation from the set value to which is configured stabilizer, an executive body (gas flow regulator), changing the flow area of the pressure stabilizer F _SD in accordance with the signal of the command unit.

Конструкция стабилизатора давления 16 такова, что система чувствительный элемент - командный блок находится в состоянии равновесия при любом значении F_СД, то есть при любом расходе из газогенератора, пока давление перед соплами равно заданному.The design of the pressure stabilizer 16 is such that the sensing element - command unit system is in equilibrium at any value of F _SD , that is, at any flow rate from the gas generator, as long as the pressure in front of the nozzles is equal to the set value.

Предохранительные клапаны 7 соединены с ресивером 6 и служат для предохранения элементов газового тракта, в том числе и блоков сопел, от воздействия избыточного давления продуктов сгорания, а также для сглаживания динамических, кратковременных скачков давления, имеющих место, например, при переходных режимах работы.The safety valves 7 are connected to the receiver 6 and serve to protect the elements of the gas path, including the nozzle blocks, from exposure to excessive pressure of the combustion products, as well as to smooth out dynamic, short-term pressure surges that occur, for example, during transient operation.

Увеличение глубины регулирования тяговых усилий комбинированной двигательной установки по каналам тангажа, рыскания и крена достигается посредством газовой связи между свободными объемами маршевого двигателя 1 и газогенератора 4.An increase in the depth of regulation of the traction efforts of the combined propulsion system along the pitch, yaw and roll channels is achieved through gas communication between the free volumes of the mid-flight engine 1 and the gas generator 4.

Для обеспечения большей глубины регулирования управляющих усилий необходимо обеспечить как можно большую разность давлений продуктов сгорания между свободными объемами маршевого двигателя 1 и газогенератора 4 при перекрытом перепускном клапане 15, причем давление продуктов сгорания в газогенераторе должно быть меньше давления в маршевом двигателе. Кроме того, показатель степени в законе скорости горения (u=u₁·р^ν) для топлива заряда газогенератора 5 должен иметь значение, большее значения показателя степени в законе скорости горения для топлива заряда маршевого двигателя 2. То есть необходимо выполнение условия ν_ГГ>ν_М, где ν_ГГ - показатель степени в законе скорости горения топлива заряда газогенератора, a ν_М - показатель степени в законе скорости горения топлива заряда маршевого двигателя.To provide a greater depth of control of the control efforts, it is necessary to ensure the greatest possible difference in the pressure of the combustion products between the free volumes of the main engine 1 and the gas generator 4 with the bypass valve 15 closed, and the pressure of the combustion products in the gas generator should be less than the pressure in the main engine. In addition, the exponent in the law of the rate of combustion (u = u ₁ · p ^ν ) for the fuel of the charge of the gas generator 5 should have a value greater than the exponent in the law of the rate of combustion for the fuel of the charge of the main engine 2. That is, the condition ν _ГГ > ν _M , where ν _GG is the exponent in the law of the burning speed of the fuel of the gas generator charge, and ν _M is the exponent in the law of the burning speed of the fuel of the charge of the main engine.

Для обеспечения квазилинейной зависимости между массоприходом G продуктов сгорания с поверхности заряда газогенератора и давлением в свободном объеме газогенератора, а также для обеспечения глубокого регулирования тяговых характеристик, желательно выполнение условия ν_ГГ→1. Также, в связи со значительной продолжительностью работы газогенератора 4 для создания управляющих усилий необходимо выполнение условия ν_ГГ<1 [Липанов А.М., Алиев А.В. Проектирование ракетных двигателей твердого топлива: Учебник для студентов вузов. М.: Машиностроение, 1995, стр.90].To ensure a quasilinear relationship between the mass inlet G of the combustion products from the surface of the gas generator charge and the pressure in the free volume of the gas generator, as well as to provide deep regulation of the traction characteristics, it is desirable to fulfill the condition ν _ГГ → 1. Also, due to the considerable duration of the operation of the gas generator 4, in order to create control efforts, it is necessary to fulfill the condition ν _ГГ <1 [Lipanov AM, Aliev A.V. Solid Rocket Engine Design: A Textbook for University Students. M.: Engineering, 1995, p. 90].

Заявляемая маневрирующая ступень работает следующим образом. При отходе маневрирующей ступени ракеты от предыдущей ступени, по команде от системы управления в работу включается маршевый двигатель твердого топлива 1, обеспечивающий создание реактивной тяги, направленной вдоль оси ступени ракеты и управление ступенью по каналам тангажа и рыскания посредством органов управления 17 вектором тяги. При этом воспламенение заряда твердого топлива 2 маршевого двигателя 1 может производиться посредством воспламенительного устройства, расположенного либо на предыдущей ступени ракеты, либо в маршевом двигателе 1.The inventive maneuvering stage operates as follows. When the maneuvering stage of the rocket departs from the previous stage, at the command of the control system, the marching solid fuel engine 1 is switched on, providing jet thrust directed along the axis of the rocket stage and controlling the stage along the pitch and yaw channels by means of thrust vector 17 controls. In this case, ignition of the charge of solid fuel 2 of the main engine 1 can be carried out by means of an ignition device located either at the previous stage of the rocket or in the main engine 1.

При необходимости более интенсивной корректировки траектории полета, либо маневрирования для решения задачи преодоления противоракетной обороны, а также закрутки маневрирующей ступени ракеты, по команде от системы управления производится воспламенение заряда твердого топлива 5 газогенератора 4. Воспламенение заряда твердого топлива 5 может осуществляться как посредством специального воспламенительного устройства, установленного в корпусе газогенератора, так и посредством воздействия на него продуктов сгорания заряда твердого топлива 2 маршевого двигателя 1. При отсутствии специального воспламенительного устройства воспламенение заряда 5 осуществляется путем открытия перепускного клапана 15 и удержания его в открытом положении в течение некоторого количества времени, необходимого для перетекания высокотемпературных продуктов сгорания заряда 2 из свободного объема маршевого двигателя 1 в свободный объем газогенератора 4 и надежного воспламенения заряда 5.If necessary, more intensive adjustment of the flight path, or maneuvering to solve the problem of overcoming missile defense, as well as twisting the maneuvering stage of the rocket, ignites the charge of solid fuel 5 of the gas generator 4. The ignition of the charge of solid fuel 5 can be carried out using a special ignition device installed in the body of the gas generator, and through exposure to the combustion products of the charge of solid top willow 2 of the main engine 1. In the absence of a special ignition device, the ignition of the charge 5 is carried out by opening the bypass valve 15 and holding it open for a certain amount of time necessary for the high-temperature combustion products of charge 2 to flow from the free volume of the main engine 1 to the free volume of the gas generator 4 and reliable ignition charge 5.

Продукты сгорания заряда твердого топлива 5, истекая через толкающие сопла 9 и тормозящие сопла 10, а также через сопла 12 для управления по каналу крена, обеспечивают создание дополнительных управляющих усилий.The combustion products of the charge of solid fuel 5, flowing out through the pushing nozzles 9 and the brake nozzles 10, as well as through the nozzles 12 for control along the roll channel, provide the creation of additional control efforts.

При недостаточной величине управляющих тяговых усилий производится открытие перепускного клапана 15. При этом часть продуктов сгорания из маршевого двигателя 1, ввиду наличия перепада давлений, перетекает через перепускной клапан 15 в свободный объем газогенератора 4. В результате этого давление в свободном объеме газогенератора увеличивается, увеличивая и массоприход с поверхности заряда 5. Так как показатель степени в законе скорости горения для топлива заряда газогенератора больше значения этого показателя для топлива маршевого двигателя (ν_ГГ>ν_М), то давление продуктов сгорания в газогенераторе, увеличиваясь, достигает уровня камерного давления продуктов сгорания маршевого двигателя. В результате увеличения давления в газогенераторе расход продуктов сгорания через сопла 9, 10 и 12 увеличивается, увеличивая и управляющие тяговые усилия, создаваемые посредством работы газогенератора 4.If the control tractive effort is insufficient, the bypass valve 15 is opened. In this case, due to the differential pressure, part of the combustion products from the main engine 1 flows through the bypass valve 15 into the free volume of the gas generator 4. As a result, the pressure in the free volume of the gas generator increases, increasing and mass arrival from the charge surface 5. Since the exponent in the law of the burning rate for the fuel of the gas generator charge is greater than the value of this indicator for the propellant fuel STUDIO (ν _YY> ν _M), the pressure of the combustion products in the gasifier, increasing, reaches a chamber pressure level flight engine combustion products. As a result of the increase in pressure in the gas generator, the consumption of combustion products through the nozzles 9, 10 and 12 increases, increasing the control traction forces created by the operation of the gas generator 4.

Отбор части продуктов сгорания из маршевого двигателя 1, ввиду непродолжительности процесса перетекания продуктов сгорания через перепускной клапан 15, фактически не сказывается на его работе, позволяя значительно повысить глубину регулирования дополнительных управляющих усилий, получаемых посредством газогенератора.The selection of part of the combustion products from the main engine 1, due to the short duration of the process of flowing of the combustion products through the bypass valve 15, does not actually affect its operation, making it possible to significantly increase the depth of regulation of the additional control forces obtained by the gas generator.

Известно, что с увеличением глубины регулирования модуля тяги

увеличивается эффективность использования топлива [Кимяев А.А., Петренко В.И., Попов В.Л., Ярушин С.Г. Регулируемые энергетические установки на твердом ракетном топливе: Учеб. пособие / Перм. гос. техн. ун-т, Пермь, 1999, 168 с., стр.34].It is known that with increasing depth of thrust module regulation

fuel efficiency increases [Kimyaev A.A., Petrenko V.I., Popov V.L., Yarushin S.G. Regulated solid rocket fuel power plants: Textbook. allowance / Perm. state tech. University, Perm, 1999, 168 p., p. 34].

Таким образом, заявляемая маневрирующая ступень ракеты обладает возможностью дополнительного увеличения маневренности и скорости коррекции траектории, а также возможностью закрутки относительно продольной оси путем создания дополнительных управляющих усилии посредством газогенератора, входящего в состав комбинированной двигательной установки маневрирующей ступени ракеты.Thus, the inventive maneuvering stage of the rocket has the ability to further increase maneuverability and speed of correction of the trajectory, as well as the ability to twist relative to the longitudinal axis by creating additional control forces by means of a gas generator, which is part of the combined propulsion system of the maneuvering stage of the rocket.

Комбинированная двигательная установка маневрирующей ступени ракеты наряду с увеличением глубины регулирования управляющих тяговых усилий позволяет увеличить эффективность использования топлива газогенератора.The combined propulsion system of the maneuvering stage of the rocket, along with an increase in the depth of regulation of the control traction forces, makes it possible to increase the efficiency of using gas generator fuel.

Claims

1. The maneuvering stage of a rocket with a combined propulsion system, comprising a head part, a gas generator with nozzles — pulling, pushing and for controlling along the roll channel, characterized in that a cruising engine is additionally introduced, connected to the gas generator through a gas duct and valve, with the possibility of creating a gas connection .

2. The maneuvering stage of a rocket with a combined propulsion system according to claim 1, characterized in that the main engine is equipped with thrust vector controls.

3. The maneuvering stage of a rocket with a combined propulsion system according to claim 2, characterized in that the thrust vector controls are located in the supersonic part of the nozzle of the marching rocket engine.

4. Maneuvering rocket stage with a combined propulsion system according to claim 1, characterized in that the main engine and gas generator are solid fuel.

5. The maneuvering stage of a rocket with a combined propulsion system according to claim 4, characterized in that the solid fuel charge of the gas generator is made in the form of a cylinder with a central channel, the outer and inner cylindrical surfaces of which are reserved.

6. The method of controlling the movement of the maneuvering stage of the rocket, which consists in the distribution of the products of combustion of solid propellant charges of the main engine and gas generator between the nozzles of the main engine and the nozzles of the gas generator, characterized in that the pressure in the gas generator is increased by flowing combustion products from the main engine under the following conditions: P Nm> P n.g.g, ν _YY> _M ν, ν → _HS 1 and _HS ν <1, where P Nm - initial pressure of the combustion products in the void volume of the main engine, P n.g.g - initially e is the pressure of the combustion products in the free volume of the gas generator, ν _GG is the exponent in the law of the rate of combustion of the fuel charge of the gas generator, and ν _M is the degree in the law of the rate of combustion of the fuel of the charge of the main engine.