RU2432485C2

RU2432485C2 - Rocket engine

Info

Publication number: RU2432485C2
Application number: RU2010101775/06A
Authority: RU
Inventors: Ефим Исаакович Иоффе (RU); Ефим Исаакович Иоффе; Сергей Викторович Лянгузов (RU); Сергей Викторович Лянгузов; Михаил Алексеевич Налобин (RU); Михаил Алексеевич Налобин
Original assignee: Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра"
Priority date: 2010-01-20
Filing date: 2010-01-20
Publication date: 2011-10-27
Also published as: RU2010101775A

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: rocket engine includes, at least, one nozzle that consists of immovable part and, at least, one head fixed at immovable part by means of release mechanism. Release mechanism includes a pusher connected with the head and installed with the possibility of longitudinal movement to frame performed at head immovable part. Pusher is fixed at the frame by cams and balls with ring seal covering them that is installed at the pusher with the possibility of longitudinal movement. Pusher is performed in a form of two hollow cylinders of different diameter coaxially connected between themselves and forming a shoulder at its inner and outer surfaces. Both cylindrical surfaces of pusher outer shoulder contact ring seal that has L-shaped section and form locking cavity with the pusher connected to pyro cartridge. Frame outer surface is performed with similar shoulder, the cylindrical areas of which contact the pusher and form under-piston cavity. Under-piston cavity and locking cavity has or has no gas-connection between themselves.

EFFECT: invention provides rocket engine structure simplicity and safety, decrease of its weight at provision of required total burn.

4 cl, 7 dwg

Description

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя системы аварийного спасения (САС) полезной нагрузки ракеты-носителя космического назначения, а также ракет авиационного базирования, пуск и полет которых возможен на разных высотах, соответствующих давлению окружающей среды от одной атмосферы до нулевого значения.The invention relates to rocket technology and can be used to create a rocket engine emergency rescue system (CAC) payload of a space launch vehicle, as well as aircraft-based missiles, the launch and flight of which is possible at different heights corresponding to environmental pressure from one atmosphere to zero value.

Известно, что основной функцией ракетного двигателя является создание суммарного импульса тяги J_∑, который зависит [В.Е.Алемасов. Теория ракетных двигателей. Москва, ОБОРОНГИЗ, 1963 - 476 с., с. 412] от удельного импульса J и массы топлива ω:It is known that the main function of a rocket engine is to create a total thrust impulse J _∑ , which depends on [V.E. Alemasov. Theory of rocket engines. Moscow, OBORONGIZ, 1963 - 476 p., P. 412] from the specific impulse J and fuel mass ω:

Можно показать, что удельный импульс J ракетного двигателя, работающего на Земле при давлении окружающей среды Р_H, меньше пустотного значения удельного импульса J^п:It can be shown that the specific impulse J of a rocket engine operating on Earth at an ambient pressure P _H is less than the void value of the specific impulse J ^p :

где F_a - площадь среза сопла;where F _a - the area of the nozzle;

G - массовый расход продуктов сгорания.G is the mass flow of combustion products.

Пустотный удельный импульс J^п зависит от степени расширения сопла, определяемой площадью среза сопла F_a. Из выражения (2) следует различие требований к высотному и Земному соплам. Для высотного (Р_Н=0) сопла максимальный удельный импульс J обеспечивается увеличением степени расширения сопла (увеличением F_a). Для Земного сопла (Р_Н=1) неограниченное увеличение площади среза сопла F_a приводит к снижению удельного импульса J, a максимальное значение Земного удельного импульса достигается при умеренной степени расширения сопла, обеспечивающей равенство статического давления Р_a продуктов сгорания на срезе сопла давлению окружающей среды Р_Н:The void specific impulse J ^p depends on the degree of expansion of the nozzle, determined by the nozzle exit area F _a . From the expression (2) follows the difference in the requirements for high-altitude and Earth nozzles. For a high-altitude (P _Н = 0) nozzle, the maximum specific impulse J is provided by an increase in the degree of expansion of the nozzle (an increase in F _a ). For the Earth nozzle (P _Н = 1), an unlimited increase in the nozzle exit area F _a leads to a decrease in the specific impulse J, and the maximum value of the Earth specific impulse is achieved with a moderate degree of nozzle expansion, which ensures that the static pressure P _a of the combustion products at the nozzle exit is equal to the environmental pressure R _N :

Некоторые типы ракетных двигателей (например, двигатели системы аварийного спасения полезной нагрузки ракеты-носителя космического назначения) могут запускаться на различных (заранее неизвестных) высотах, соответствующих давлению окружающей среды от одной атмосферы до нулевого значения. При этом требуемое значение суммарного импульса тяги может задаваться в первую очередь для больших высот полета, т.к. ускорение ракеты-носителя на больших высотах является максимальным, а спасаемому аппарату (полезной нагрузке) необходимо сообщить такой импульс, чтобы аварийная ракета его не догнала. Обеспечить требуемое значение суммарного импульса тяги посредством увеличения степени расширения сопла невозможно из-за существенного уменьшения удельного импульса высотного сопла для случая его работы в Земных условиях. Таким образом, требуемое значение суммарного импульса тяги в известных ракетных двигателях обычно достигается увеличением массы топлива двигателя системы аварийного спасения (являющегося балластом при штатной работе ракеты-носителя). Соответственно масса полезной нагрузки ракеты-носителя снижается.Some types of rocket engines (for example, engines of an emergency rescue system for a payload of a space launch vehicle) can be launched at different (previously unknown) heights corresponding to the ambient pressure from one atmosphere to zero. In this case, the required value of the total thrust impulse can be set primarily for large flight altitudes, since acceleration of the launch vehicle at high altitudes is maximum, and the rescue vehicle (payload) must be given such an impulse so that the emergency rocket does not catch up with it. It is impossible to provide the required value of the total thrust impulse by increasing the degree of expansion of the nozzle due to a significant decrease in the specific impulse of the high-altitude nozzle for the case of its operation in Earth conditions. Thus, the required value of the total thrust impulse in known rocket engines is usually achieved by increasing the fuel mass of the engine of the emergency rescue system (which is the ballast during normal operation of the launch vehicle). Accordingly, the mass of the payload of the launch vehicle is reduced.

Известен ракетный двигатель с соплом, снабженным насадком [Конструкции ракетных двигателей на твердом топливе /Под общ. ред. Л.Н.Лаврова - М.: Машиностроение, 1993 - 215 с., ил., рисунок 3.13, с. 141], который в исходном положении установлен на стационарной части и закреплен на ней с помощью узлов фиксации.Known rocket engine with a nozzle equipped with a nozzle [Design of rocket engines on solid fuel / Under total. ed. L.N. Lavrova - M .: Mechanical Engineering, 1993 - 215 p., Ill., Figure 3.13, p. 141], which in the initial position is mounted on the stationary part and fixed on it with the help of fixation nodes.

Теоретически сопло с указанным насадком может использоваться на Земле в сложенном (положение А), а на высоте - в раздвинутом (положение Б) положениях (см. фиг.1). Практического использования такая схема работы сопла не находит вследствие:Theoretically, a nozzle with the specified nozzle can be used on the Earth in the folded (position A), and at a height - in the extended (position B) positions (see figure 1). Such a nozzle operation scheme does not find practical use due to:

- условий компоновки. Сопла двигателя САС, как правило, расположены под некоторым углом (20-30°) к продольной оси корпуса ракетного двигателя, т.е. таким образом, что попытка сдвинуть насадок в нерабочее положение А приводит к пересечению насадка с корпусом двигателя (заштрихованная область В на фиг.1), а в некоторых случаях - к пересечению насадков соседних (расположенных по окружности корпуса) сопел друг с другом;- layout conditions. The nozzles of the CAC engine are usually located at a certain angle (20-30 °) to the longitudinal axis of the rocket engine housing, i.e. so that an attempt to move the nozzles to the off position A leads to the intersection of the nozzle with the engine casing (shaded area B in figure 1), and in some cases to the intersection of the nozzles of adjacent (located around the circumference of the casing) nozzles with each other;

- большой массы механизма фиксации насадка, что вызвано аэродинамическими нагрузками на насадок, направление которых не совпадает с продольной осью сопла;- a large mass of the nozzle fixing mechanism, which is caused by aerodynamic loads on the nozzles, the direction of which does not coincide with the longitudinal axis of the nozzle;

- сложности механизма раздвижки насадка, обусловленной несовпадением направления раздвижки направлению полетной перегрузки (вызванным наклонным расположением сопел двигателя САС).- the complexity of the nozzle sliding mechanism due to the mismatch of the sliding direction to the flight overload direction (caused by the inclined arrangement of the nozzles of the CAC engine).

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому положительному эффекту к предлагаемому изобретению является техническое решение [Патент РФ №2272928], раскрывающее ракетный двигатель, включающий, по меньшей мере, одно сопло, состоящее из стационарной части и, по меньшей мере, одного насадка, зафиксированного на стационарной части посредством механизма сброса. Механизм сброса образован подпружиненной кольцевой частью, зафиксированной замковым механизмом. Недостатком указанного технического решения является малая мощность подпружинивающего узла, обуславливающая малую скорость отделения сбрасываемого насадка. Для двигателей системы аварийного спасения малая скорость отделения не приемлема, т.к. в аварийной ситуации потребное время запуска двигателя САС исчисляется сотыми долями секунды.The closest in technical essence and the achieved positive effect to the proposed invention is a technical solution [RF Patent No. 2272928], revealing a rocket engine comprising at least one nozzle, consisting of a stationary part and at least one nozzle fixed on stationary part by means of a reset mechanism. The reset mechanism is formed by a spring-loaded annular part, fixed by a locking mechanism. The disadvantage of this technical solution is the low power of the spring unit, causing a low separation rate of the discharge nozzle. For engines of the emergency rescue system, a low separation speed is not acceptable, because in an emergency, the required start time for the CAC engine is calculated in hundredths of a second.

Увеличение мощности подпружинивающего узла рассматриваемого технического решения возможно только за счет существенного увеличения массы и габаритов пружин, и, как следствие, увеличения массы и габаритов замкового механизма, что так же для малогабаритных двигателей САС не приемлемо.An increase in the power of the spring-loaded unit of the considered technical solution is possible only due to a significant increase in the mass and dimensions of the springs, and, as a result, an increase in the mass and dimensions of the locking mechanism, which is also not acceptable for small-sized CAC engines.

Технической задачей настоящего изобретения является уменьшение массы снаряженного ракетного двигателя при обеспечении потребного суммарного импульса тяги для случаев запуска двигателя на любой высоте и при обеспечении простоты и надежности конструкции ракетного двигателя.An object of the present invention is to reduce the mass of a running rocket engine while providing the required total thrust impulse for cases of starting the engine at any height and while ensuring the simplicity and reliability of the rocket engine design.

Сущность изобретения заключается в том, что в ракетном двигателе, включающем, по меньшей мере, одно сопло, состоящее из стационарной части и, по меньшей мере, одного насадка, насадок зафиксирован на стационарной части посредством механизма сброса. Механизм сброса содержит связанный с насадком толкатель, установленный с возможностью продольного перемещения на шпангоут, выполненный на стационарной части сопла. Толкатель зафиксирован на шпангоуте кулачками (или шариками) с охватывающим их кольцевым затвором, установленным на толкатель с возможностью продольного перемещения. Толкатель выполнен в виде двух соосных связанных друг с другом полых цилиндров разного диаметра, образуя уступ на своих наружной и внутренней поверхностях, а по обеим цилиндрическим поверхностям наружного уступа толкателя с ним контактирует кольцевой затвор. Кольцевой затвор имеет Г-образное сечение и образует вместе с толкателем затворную полость, которая сообщена с пиропатронами. Наружная поверхность шпангоута выполнена с аналогичным уступом, цилиндрические участки которой контактируют с толкателем и образуют вместе с ним подпоршневую полость, а подпоршневая полость газосвязана с затворной полостью. Толкатель снабжен ограничителем хода кольцевого затвора. Каждый из насадков может быть последовательно зафиксирован друг на друге с помощью своего механизма сброса. С затворной и подпоршневой полостями пиропатроны могут быть сообщены по отдельности, а газосвязь между указанными полостями в этом случае отсутствует.The essence of the invention lies in the fact that in a rocket engine comprising at least one nozzle consisting of a stationary part and at least one nozzle, nozzles are fixed on the stationary part by means of a reset mechanism. The reset mechanism includes a pusher associated with the nozzle, mounted with the possibility of longitudinal movement on the frame, made on the stationary part of the nozzle. The pusher is fixed on the frame with cams (or balls) with a ring lock covering them, mounted on the pusher with the possibility of longitudinal movement. The pusher is made in the form of two coaxial hollow cylinders of different diameters connected to each other, forming a ledge on its outer and inner surfaces, and an annular shutter contacts it on both cylindrical surfaces of the outer ledge of the pusher. The annular shutter has an L-shaped section and forms, together with the pusher, a shutter cavity, which is in communication with the squibs. The outer surface of the frame is made with a similar ledge, the cylindrical sections of which are in contact with the pusher and together with it form a sub-piston cavity, and the sub-piston cavity is gas-connected with the shutter cavity. The pusher is equipped with a stroke limiter of the annular shutter. Each of the nozzles can be sequentially fixed to each other using its own reset mechanism. With the bolt and sub-piston cavities, the squibs can be communicated separately, and there is no gas connection between these cavities in this case.

Технический результат достигается тем, что потребный суммарный импульс тяги J_Σ возможно обеспечить при снижении массы топлива ω за счет сохранения высокого значения удельного импульса J как в Земных условиях, так и на высоте (см. выражение (1)). Сохранение высокого значения удельного импульса J достигается:The technical result is achieved by the fact that the required total thrust impulse J _Σ can be achieved with a decrease in the fuel mass ω by maintaining a high specific impulse J both in Earth conditions and at altitude (see expression (1)). Maintaining a high value of specific impulse J is achieved:

- в Земных условиях за счет выполнения условия (3), достигаемого оптимальным уменьшением степени расширения сопла при сбросе насадка (обеспечением умеренного значения F_a). При выполнении условия (3) создается удельный импульс J, значение которого меньше пустотного J^п, но существенно больше Земного удельного импульса сопла, работающего в режиме перерасширения (т.е. имеющего (при несброшенном насадке) не оптимально (для данной высоты) большое значение F_a);- in Earth conditions due to the fulfillment of condition (3), achieved by the optimal reduction in the degree of expansion of the nozzle during nozzle discharge (ensuring a moderate value of F _a ). When condition (3) is fulfilled, a specific impulse J is created, the value of which is less than the void J ^p , but significantly larger than the Earth specific impulse of the nozzle operating in the over-expansion mode (i.e., having (with a nozzle unbroken) is not optimal (for a given height) a large value F _a );

- в условиях разреженной атмосферы или вакуума за счет максимальной степени расширения сопла, обеспечиваемой закрепленным на стационарной части сопла насадком (с большим значением F_a).- under conditions of a rarefied atmosphere or vacuum due to the maximum degree of expansion of the nozzle provided by a nozzle fixed to the stationary part of the nozzle (with a large F _a value).

В предлагаемом ракетном двигателе уменьшение потребной массы топлива превалирует над некоторым увеличением массы сопла, связанным с введением в его конструкцию механизма сброса.In the proposed rocket engine, a decrease in the required mass of fuel prevails over some increase in the mass of the nozzle associated with the introduction of a reset mechanism in its design.

В случае успешного старта ракеты-носителя ракетный двигатель САС не задействуется. Полет ракеты-носителя сопровождается снижением давления окружающей среды, вызванным набором высоты полета. При снижении давления окружающей среды Р_H с 1 до 0,95 кг/см² работа сопла с установленным насадком неэффективна (из-за снижения удельного импульса) почти в той же степени, что и при Р_H=1 кг/см², т.е. необходимость сброса насадка остается. С дальнейшим набором высоты второй член (F_a/G) P_H выражения (2) уменьшается, а задача увеличения пустотного удельного импульса J^п (за счет увеличения степени расширения сопла) становится более актуальной. На некоторой высоте наличие насадка обеспечивает увеличение удельного импульса (хотя давление Р_Н еще не упало до нуля). Т.е. сброс насадка целесообразен до набора этой высоты полета. Работа двигателя САС на высотах, близких к рассматриваемой, происходит с наименее оптимальной степенью расширения сопла.In the event of a successful launch of the launch vehicle, the CAC rocket engine is not activated. A booster flight is accompanied by a decrease in environmental pressure caused by a climb. When reducing the ambient pressure P _H from 1 to 0.95 kg / cm ^{2, the} operation of the nozzle with the nozzle installed is inefficient (due to a decrease in the specific impulse) almost to the same degree as when P _H = 1 kg / cm ² , t .e. the need to reset the nozzle remains. With further climb, the second term (F _a / G) P _{H of} expression (2) decreases, and the task of increasing the void specific impulse J ^p (by increasing the degree of expansion of the nozzle) becomes more relevant. At a certain height, the presence of the nozzle provides an increase in the specific impulse (although the pressure P _N has not yet dropped to zero). Those. dumping the nozzle is advisable before gaining this altitude. The operation of the CAC engine at heights close to the considered one occurs with the least optimal degree of expansion of the nozzle.

Введение в конструкцию вместо одного нескольких насадков, последовательно зафиксированных друг на друге, обеспечивает близость степени расширения сопла к оптимальной для случаев работы ракетного двигателя практически на любой высоте. Например, при запуске двигателя на нулевой высоте сбрасывается первый насадок, имеющий минимальный диаметр (т.е. сбрасываются все насадки, последовательно установленные на первом). Если запуск двигателя происходит при несколько меньшем давлении, например P_H=0,8 кг/см², то сбрасывается второй насадок, а первый остается на работающем сопле. На больших высотах запуска сбрасывается третий насадок и т.д.The introduction to the design instead of one of several nozzles sequentially fixed on each other ensures that the degree of expansion of the nozzle is close to optimal for cases of rocket engine operation at almost any height. For example, when starting the engine at zero height, the first nozzle having a minimum diameter is reset (i.e., all nozzles successively mounted on the first are reset). If the engine starts at a slightly lower pressure, for example, P _H = 0.8 kg / cm ² , then the second nozzle is reset, and the first remains on the working nozzle. At high launch heights, the third nozzle is reset, etc.

Для некоторых случаев (оптимизации мощности пиропатронов, упрощения экспериментальной отработки и т.д.) может оказаться целесообразным разблокировку кольцевого затвора производить отдельной группой пиропатронов, автономно сообщенных с затворной полостью, а сброс насадка - другой группой пиропатронов, автономно сообщенных с подпоршневой полостью. Для этого случая указанные полости должны быть изолированы друг от друга, т.е. газосвязь полостей в рассматриваемой конструкции не выполняется.For some cases (optimizing the power of squibs, simplifying experimental testing, etc.), it may be appropriate to unlock the annular shutter with a separate group of squibs independently connected with the shutter cavity, and dumping the nozzle with another group of squibs independently connected with the piston cavity. For this case, these cavities should be isolated from each other, i.e. gas communication of cavities in the considered construction is not performed.

Простота конструкции ракетного двигателя достигается тем, что предложенная компоновка не требует специальных зон под увод насадка в нерабочее положение, не требуется механизмов раздвижки и торможения насадка, механизма его фиксации в нерабочем и рабочем положениях. Использование пиропатронов в качестве привода механизма сброса обеспечивает необходимую мощность для надежной работы устройства и его быстродействия. Сила, возникающая при срабатывании пиропатрона, во много раз больше силы, развиваемой пружинным приводом. Простота конструкции обеспечивает ее надежность.The simplicity of the design of the rocket engine is achieved by the fact that the proposed arrangement does not require special zones for moving the nozzle into an inoperative position, no mechanisms for sliding and braking the nozzle, and a mechanism for fixing it in non-working and working positions are required. The use of squibs as a drive of the reset mechanism provides the necessary power for reliable operation of the device and its speed. The force arising from the operation of the igniter is many times greater than the force developed by the spring drive. The simplicity of the design ensures its reliability.

Данное техническое решение не известно из патентной и технической литературы.This technical solution is not known from the patent and technical literature.

Изобретение поясняется следующим графическим материалом:The invention is illustrated by the following graphic material:

на фиг.1 показана проблематичность компоновки на корпусе ракетного двигателя САС наклонного сопла, имеющего сдвигаемый насадок;figure 1 shows the problematic layout on the housing of the rocket engine SAS inclined nozzle having a movable nozzle;

на фиг.2 показан предлагаемый настоящим изобретением ракетный двигатель;figure 2 shows a rocket engine proposed by the present invention;

на фиг.3 показано сопло предлагаемого ракетного двигателя в исходном состоянии, оптимальном для работы в разреженной атмосфере (вакууме);figure 3 shows the nozzle of the proposed rocket engine in its initial state, optimal for operation in a rarefied atmosphere (vacuum);

на фиг.4 показан в увеличенном масштабе механизм сброса в исходном состоянии;figure 4 shows on an enlarged scale the reset mechanism in the initial state;

на фиг.5 показан момент расфиксации кулачков при сдвигании кольцевого затвора;figure 5 shows the moment of release of the cams when shifting the annular shutter;

на фиг.6 показано движение толкателя с насадком по шпангоуту под действием продуктов сгорания пиропатронов;figure 6 shows the movement of the pusher with the nozzle along the frame under the action of the combustion products of the pyro cartridge;

на фиг.7 показано сопло ракетного двигателя после сброса насадка, т.е. в состоянии оптимальной работы в Земных условиях (с уменьшенной площадью среза).Fig. 7 shows a nozzle of a rocket engine after a nozzle discharge, i.e. in a state of optimal operation in Earth conditions (with a reduced cutting area).

Ракетный двигатель (см. фиг.2) содержит корпус 1, по меньшей мере, одно сопло 2, которое может быть установлено под углом к оси корпуса 1. Сопло 2 состоит из стационарной части 3 и, по меньшей мере, одного насадка 4. Насадок 4 зафиксирован на стационарной части 3 посредством механизма сброса. Механизм сброса (см. фиг.3, 4) содержит толкатель 5, установленный с возможностью продольного перемещения на шпангоут 6, выполненный на стационарной части 3 сопла 2. В случае применения нескольких последовательно установленных друг на друге насадков 4 шпангоуты 6 выполняются не только на стационарной части 3, но и на насадках 4, имеющих меньший диаметр. Толкатель 5 жестко связан с насадком 4 и зафиксирован на шпангоуте 6 кулачками 7 (или шариками). Кулачки 7 (или шарики) установлены в сквозных радиальных окнах (отверстиях), выполненных в толкателе 5 по окружности вблизи его торца. На толкатель 5 с возможностью продольного перемещения установлен кольцевой затвор 8, охватывающий кулачки 7 (или шарики). Толкатель 5 выполнен в виде двух соосных связанных друг с другом полых цилиндров разного диаметра, образуя уступ на своих наружной и внутренней поверхностях. По обеим цилиндрическим поверхностям наружного уступа толкателя 5 с ним контактирует кольцевой затвор 8, имеющий Г-образное сечение, и образующий вместе с толкателем 5 затворную полость 9. Наружная поверхность шпангоута 6 выполнена с аналогичным уступом, цилиндрические участки которой контактируют с толкателем 5 и образуют вместе с ним подпоршневую полость 10. Подпоршневая полость 10 газосвязана с затворной полостью 9. На кольцевой затвор 8 или шпангоут 6 установлены пиропатроны 11, газосвязанные с подпоршневой 10 и затворной 9 полостями. Возможен вариант, когда одна группа пиропатронов установлена на кольцевой затвор 8 и автономно обращена только в затворную полость 9, а другая группа пиропатронов 11 установлена на шпангоут 6 и автономно обращена только в подпоршневую полость 10. Для этого варианта указанные полости должны быть изолированы друг от друга, т.е. газосвязь полостей 9 и 10 в рассматриваемом варианте конструкции не выполняется. Толкатель 5 снабжен ограничителем 12 хода кольцевого затвора 8. Ракетный двигатель снаряжен ракетным топливом, находящимся внутри корпуса 1. Масса ω указанного топлива обеспечивает создание потребного суммарного импульса тяги J_Σ, определяемого выражением (1), во всем диапазоне возможных высот запуска ракетного двигателя. Сопло 2 может (сопла могут) содержать несколько насадков 4, каждый из которых последовательно зафиксирован друг на друге с помощью своего механизма сброса. Несколько насадков 4 при некотором усложнении конструкции обеспечивают режим работы сопла 2, близкий к оптимальному на любой возможной высоте запуска ракетного двигателя.The rocket engine (see figure 2) contains a housing 1, at least one nozzle 2, which can be installed at an angle to the axis of the housing 1. The nozzle 2 consists of a stationary part 3 and at least one nozzle 4. Nozzles 4 is fixed to the stationary part 3 by means of a reset mechanism. The reset mechanism (see Figs. 3, 4) contains a pusher 5 mounted with the possibility of longitudinal movement on the frame 6, made on the stationary part 3 of the nozzle 2. In the case of using several nozzles 4 mounted in series on each other, the frames 6 are performed not only on the stationary parts 3, but also on nozzles 4 having a smaller diameter. The pusher 5 is rigidly connected to the nozzle 4 and fixed on the frame 6 with cams 7 (or balls). Cams 7 (or balls) are installed in through radial windows (holes) made in the push rod 5 along a circle near its end face. An annular shutter 8 is mounted on the plunger 5 with the possibility of longitudinal movement, covering the cams 7 (or balls). The pusher 5 is made in the form of two coaxial interconnected hollow cylinders of different diameters, forming a ledge on its outer and inner surfaces. On both cylindrical surfaces of the outer ledge of the pusher 5, an annular shutter 8 is in contact with it, having an L-shaped cross section, and forming together with the pusher 5 a closure cavity 9. The outer surface of the frame 6 is made with a similar ledge, the cylindrical sections of which are in contact with the pusher 5 and form together a piston cavity 10 is connected with it. A piston cavity 10 is gas-connected with the shutter cavity 9. On the annular shutter 8 or the frame 6 pyrocartridges 11 are installed, gas-connected with the piston 10 and the shutter 9 cavities. It is possible that one group of squibs is mounted on an annular shutter 8 and autonomously facing only the gate cavity 9, and another group of squibs 11 is mounted on the frame 6 and autonomously facing only the under-piston cavity 10. For this option, these cavities should be isolated from each other , i.e. gas communication of cavities 9 and 10 in the considered embodiment is not performed. The pusher 5 is equipped with a stopper 12 of the annular shutter 8. The rocket engine is equipped with rocket fuel inside the housing 1. The mass ω of this fuel provides the required total thrust impulse J _Σ defined by expression (1) over the entire range of possible launch heights of the rocket engine. The nozzle 2 may (nozzles may) contain several nozzles 4, each of which is sequentially fixed to each other using its own reset mechanism. Several nozzles 4 with a certain complication of the design provide the operation mode of the nozzle 2, which is close to optimal at any possible launch height of the rocket engine.

Устройство работает следующим образом. В случае аварийной ситуации на ракете-носителе, находящейся на стартовой позиции или на начальной стадии полета, когда давление окружающей среды близко к одной атмосфере (Р_H≈1), должна быть подана команда на запуск ракетного двигателя САС. За несколько миллисекунд перед подачей данной команды (практически одновременно с ней) подается команда на сброс насадка 4. Команда сброса насадка 4 поступает на пиропатроны 11, продукты сгорания которых создают давление в затворной полости 9. Под действием давления в затворной полости 9 кольцевой затвор 8 начинает перемещаться в сторону ограничителя 12, освобождая при этом кулачки 7. В результате исчезает фиксация насадка 4 на стационарной части 3 (см. фиг.5). К этому моменту появляется давление в подпоршневой полости 10 благодаря газосвязи затворной 9 и подпоршневой 10 полостей. Соответственно кулачки 7 выталкиваются в радиальном направлении наружу (см. фиг.6), и под действием давления в подпоршневой полости 10 толкатель 5 вместе с насадком 4 сбрасывается со стационарной части 3 (см. фиг.7). В следующий момент ракетный двигатель начинает свою работу. Благодаря отсутствию насадка 4 площадь среза сопла 2 оптимальна для Земных условий (выполняется соотношение (3)). Соответственно удельный импульс при работе на указанной высоте хотя и меньше своего пустотного значения, но существенно выше по сравнению с исходной комплектацией сопла 2, если бы оно оставалось снабженным насадком 4.The device operates as follows. In the event of an emergency on the launch vehicle, which is at the starting position or at the initial stage of flight, when the ambient pressure is close to one atmosphere (P _H ≈ 1), a command should be given to start the CAC rocket engine. A few milliseconds before giving this command (almost simultaneously with it) a command is issued to reset the nozzle 4. The reset command nozzle 4 is supplied to the squib 11, the combustion products of which create pressure in the shutter cavity 9. Under the action of pressure in the shutter cavity 9, the annular shutter 8 starts move towards the limiter 12, releasing the cams 7. As a result, the fixing of the nozzle 4 on the stationary part 3 disappears (see Fig. 5). At this point, pressure appears in the sub-piston cavity 10 due to the gas connection of the gate 9 and the piston cavity 10. Accordingly, the cams 7 are pushed out radially outward (see FIG. 6), and under the action of pressure in the sub-piston cavity 10, the pusher 5 together with the nozzle 4 is dropped from the stationary part 3 (see FIG. 7). The next moment, the rocket engine begins its work. Due to the absence of the nozzle 4, the cut-off area of the nozzle 2 is optimal for Earth conditions (relation (3) holds). Accordingly, the specific impulse when working at the indicated height, although less than its void value, is significantly higher compared to the initial configuration of the nozzle 2, if it remained equipped with a nozzle 4.

В случае штатной работы ракеты-носителя (отсутствия аварийных ситуаций) на начальном участке полета полет (в режиме «пассажир») ракетного двигателя САС происходит с установленными на нем насадками 4. Аэродинамические и инерционные (обусловленные полетной перегрузкой) силы, действующие на насадок 4, воспринимаются механизмом сброса, обеспечивающим целостность ракетного двигателя. С набором ракетой-носителем высоты давление окружающей среды падает. Существует некоторое значение высоты, начиная с которой сбрасывать насадок 4 нецелесообразно, т.к. при малом значении давления окружающей среды Р_H увеличение пустотного удельного импульса за счет большой степени расширения сопла превалирует над потерями удельного импульса, обусловленными вторым членом выражения (2).In the case of the normal operation of the launch vehicle (in the absence of emergency situations) in the initial phase of the flight, the flight (in the passenger mode) of the SAS rocket engine occurs with nozzles installed on it 4. Aerodynamic and inertial forces (caused by flight overload) acting on the nozzles 4, perceived by the reset mechanism, ensuring the integrity of the rocket engine. As the booster gains altitude, environmental pressure drops. There is a certain height value, starting from which dropping nozzles 4 is impractical, because at a small value of the ambient pressure P _{H, the} increase in the void specific impulse due to the large degree of expansion of the nozzle prevails over the specific impulse losses due to the second term of expression (2).

В случае аварийной ситуации на ракете-носителе, находящейся на высоте, превышающей указанное значение, запуск ракетного двигателя САС производится без подачи команды на пиропатроны 11. Удельный импульс ракетного двигателя САС при работе двигателя на больших высотах (т.е. в условиях разреженной атмосферы) имеет максимальное значение вследствие большой степени расширения, обеспечиваемой насадком 4, который продолжает оставаться зафиксированным на стационарной части 3.In the event of an emergency on a launch vehicle at a height exceeding the specified value, the SAS rocket engine is started without command to the squib 11. The specific impulse of the SAS rocket engine when the engine is operating at high altitudes (i.e. in a rarefied atmosphere) has a maximum value due to the large degree of expansion provided by the nozzle 4, which continues to remain fixed on the stationary part 3.

Технико-экономическая эффективность предлагаемого изобретения по сравнению с прототипом заключается в уменьшении массы снаряженного ракетного двигателя при обеспечении потребного суммарного импульса тяги для случаев запуска двигателя на любой высоте и при обеспечении простоты и надежности конструкции ракетного двигателя.The technical and economic efficiency of the invention in comparison with the prototype is to reduce the mass of the equipped rocket engine while providing the required total thrust impulse for cases of starting the engine at any height and while ensuring the simplicity and reliability of the design of the rocket engine.

Claims

1. A rocket engine comprising at least one nozzle, consisting of a stationary part and at least one nozzle fixed to the stationary part by means of a reset mechanism, characterized in that the reset mechanism contains a pusher associated with the nozzle, mounted with the possibility longitudinal movement to the frame made on the stationary part of the nozzle, and the pusher is fixed on the frame with cams (or balls) with a ring lock covering them, mounted on the pusher with the possibility of longitudinal In addition, the pusher is made in the form of two coaxial hollow cylinders of different diameters connected to each other, forming a ledge on its outer and inner surfaces, and an annular shutter having an L-shaped section is in contact with it on both cylindrical surfaces of the outer ledge of the pusher forming together with the pusher the bolt cavity, which is in communication with the squibs, in addition, the outer surface of the frame is made with a similar ledge, the cylindrical sections of which are in contact with the pusher and together with it they form a piston cavity, and the piston and bolt cavities have or do not have gas connection with each other.

2. The rocket engine according to claim 1, characterized in that the pusher is equipped with a stroke limiter of the annular shutter.

3. The rocket engine according to claim 1, characterized in that each of the nozzles is sequentially fixed to each other using its own reset mechanism.

4. The rocket engine according to claim 1, characterized in that the squibs are connected separately with the bolt and sub-piston cavities.