Твёрдотопливная двигательная установка многократного включения и способ ее многократного включения

Изобретение относится к области ракетостроения, а именно к созданию разгонных блоков на базе твердотопливных двигательных установок, и направлено на совершенствование их конструкции. Твердотопливная двигательная установка многократного включения ракеты космического назначения содержит основную камеру сгорания с зарядом твердого топлива торцевого горения, крышку с местами крепления сопловых управляющих блоков, воспламенительного устройства и датчиков давления, соединенную с камерой сгорания, воспламенительное устройство, соединенное с пиропатроном, сопловые управляющие блоки с регулируемыми критическими сечениями, рулевой привод для регулирования размера критического сечения сопловых управляющих блоков, один или несколько датчиков давления, сообщающихся с внутренней полостью основной камеры сгорания и соединенных с системой управления. Воспламенительное устройство выполнено в виде нескольких газогенераторов с зарядами твердого топлива, соединенных через обратные клапаны с ресивером, сообщающимся с основной камерой сгорания через газоход, соосный с основной камерой сгорания. Для многократного включения твердотопливной двигательной установки перед каждым последующим включением на основании данных, полученных с помощью датчиков давления о фактической циклограмме давления, реализованной на предыдущих включениях, СУ рассчитывает требуемую суммарную площадь критических сечений сопловых управляющих блоков, обеспечивающую требуемое давление в камере сгорания твердотопливной двигательной установки, по защищаемой настоящим изобретением формуле, после чего с помощью рулевого привода устанавливает критические сечения сопловых управляющих блоков в положение, обеспечивающее рассчитанную суммарную площадь критических сечений. Группа изобретений позволяет повысить надежность твердотопливной двигательной установки многократного включения. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Изобретение относится к области ракетостроения, а именно к созданию разгонных блоков на базе твердотопливных двигательных установок, и направлено на совершенствование их конструкции.

Разгонные блоки на базе твердотопливных двигательных установок (РБ на базе РДТТ) обладают рядом преимуществ по сравнению с разгонными блоками на базе жидкостных двигательных установок (РБ на базе ЖРД), а именно: простотой конструкции и высокой надежностью, повышенным уровнем эксплуатационной и экологической безопасности, длительными гарантийными сроками хранения и эксплуатации, постоянной готовностью к применению, а также существенно меньшей стоимостью.

РБ должен обеспечивать выведение космического аппарата (КА) на целевые орбиты и обеспечивать перевод РБ на орбиту захоронения после отделения космического аппарата, что обеспечивается использованием 2-х импульсной схемы выведения. Первый импульс предназначен для увеличения перегея начальной орбиты РБ, выведенного ракетой космического назначения (РКН), до величины, равной апогею орбиты, т.е. перевода эллиптической орбиты в круговую, а второй импульс предназначен для уменьшения перегея орбиты РБ до величины ≤100 км после отделения КА для контролируемого затопления РБ после выполнения миссии.

Известна конструкция управляемой ракетной двигательной установки многократного включения, которая состоит из заряда твердого топлива, центрального сопла, управляющих сопел, оси которых расположены перпендикулярно оси центрального сопла. Центральное сопло и управляющие сопла регулируются при помощи клапанов. Воспламеняющие заряды твердого топлива расположены внутри камеры сгорания и вокруг заряда твердого топлива и отделены друг от друга слоем бронировки (Патент № US 2005/0120703 А1, США, кл. F02K 9/08, 2005 г.).

Недостатками данной конструкции являются:

- большое количество сопел с индивидуальными регуляторами расхода (не менее 5 шт.), что приводит к утяжелению конструкции и снижению ее надежности;

- наличие бронировки на воспламенительных устройствах, разрушающейся при их срабатывании, что может приводить к попаданию фрагментов бронировки в исполнительные элементы регуляторов расхода и приводить к их заклиниванию;

- расположение воспламенителей вокруг основного заряда, что не позволяет обеспечивать оптимальные условия его воспламенения, ввиду того, что форс пламени от воспламенителя не направлен на поверхность основного заряда, что снижает надежность воспламенения.

Задачей изобретения является повышение надежности ТТДУ MB при меньших массогабаритных характеристиках.

Указанная задача решается тем, что в ТТДУ MB РКН, содержащей основную камеру сгорания (КС) с зарядом твердого топлива торцевого горения, крышку с местами крепления сопловых управляющих блоков (СУБ), воспламенительного устройства и датчиков давления, соединенную с камерой сгорания, воспламенительное устройство соединенное с пиропатроном, СУБ с регулируемыми критическими сечениями, рулевой привод для регулирования размера критического сечения сопловых управляющих блоков, один или несколько датчиков давления, сообщающихся с внутренней полостью основной КС и соединенных с системой управления (СУ) РКН, воспламенительное устройство, выполнено в виде нескольких газогенераторов с зарядами твердого топлива, соединенных через обратные клапана с ресивером, сообщающимся с основной камерой сгорания через газоход, соосный с основной камерой сгорания, заряд твердого топлива в основной КС выполнен из рецептуры твердого топлива с показателем степени в законе скорости горения ν=0,85…1,1, количество СУБ кратно двум и не менее четырех, сопла четырех СУБ расположены равномерно вокруг оси основной КС и разделены на две пары, в каждой из которых сопла повернуты друг к другу на угол «α».

На фиг 1 представлена конструкция ТТДУ MB.

На фиг 2 представлена схема расположения осей сопел СУБ.

На фиг 3 представлена схема расположения СУБ относительно базовых осей.

Конструкция ТТДУ MB состоит из основной камеры сгорания 1 с торцевым зарядом твердого топлива 2, крышки 3 с местами крепления 4 сопловых управляющих блоков 5, воспламенительного устройства 6 и датчиков давления 7, соединенной с основной камерой сгорания 1, воспламенительного устройства 6, выполненного в виде двух газогенераторов 8, каждый из которых снабжен отдельным зарядом твердого топлива 9 и пиропатроном 10, четырех сопловых управляющих блоков 5 с регулируемыми критическими сечениями, рулевого привода 11 для управления критическими сечениями сопловых управляющих блоков 5. Также ТТДУ MB снабжена одним или несколькими датчиками давления 7, соединенных с системой управления РКН 12. Торцевой заряд твердого топлива 2 в основной КС 1 выполнен из рецептуры твердого топлива с показателем степени в законе скорости горения ν=0,85…1,1, а каждый из газогенераторов 8 через обратные клапаны 13 соединен с ресивером 14, сообщающимся через газоход 15 с основной камерой сгорания 1, при этом газоход 15 и основная камера сгорания 1 соосны. Внутренняя полость 16 основной камеры сгорания 1 снабжена одним или несколькими датчиками давления 7, соединенными с системой управления РКН 12. Датчики давления 7 передают информацию о текущем уровне давления в основной камере сгорания 1 ТТДУ MB в систему управления РКН 12. Четыре сопловых управляющих блока 5 равномерно расположены относительно оси основной камеры сгорания 1. Каждый сопловой управляющий блок 5 снабжен соплом 17. Сопла 17 четырех СУБ 5 расположены равномерно вокруг оси основной КС 1 и разделены на две пары, в каждой из которых сопла 17 повернуты друг к другу на угол «а» (фиг. 2).

При начале работы ТТДУ MB система управления РКН 12 подает сигнал на один из пиропатронов 10, который поджигает один из зарядов 9 воспламенительного устройства 6, продукты сгорания от которого через соответствующий обратный клапан 13 поступают в ресивер 14, откуда через газоход 15 продукты сгорания поступают в основную камеру сгорания 1 и поджигают торцевой заряд твердого топлива 2. Изменение суммарной тяги ТТДУ MB выполняется за счет изменения суммарной площади критических сечений сопловых управляющих блоков 5, а создание управляющих усилий -за счет перераспределения расхода продуктов сгорания между четырьмя сопловыми управляющими блоками 5 при неизменной суммарной критической площади всех СУБ 5 (условно обозначенные 5-01, 5-02, 5-03, 5-04). Управляемость РБ обеспечивается следующим образом (фиг. 3). Для создания положительного управляющего усилия по тангажу расход через блоки 5-02 и 5-03 увеличивается, а через блоки 5-01 и 5-04 уменьшается, при этом расход через блок 5-02 равен расходу через блок 5-03, а расход через блок 5-01 равен расходу через блок 5-04. Для создания положительного управляющего усилия по каналу рысканья расход через блоки 5-03 и 5-04 увеличивается, а через блоки 5-01 и 5-02 уменьшается, при этом расход через блок 5-03 равен расходу через блок 5-04, а расход через блок 5-01 равен расходу через блок 5-02. Для создания положительного управляющего усилия по крену расход через блоки 5-02 и 5-04 увеличивается, а через блоки 5-01 и 5-03 уменьшается, при этом расход через блок 5-02 равен расходу через блок 5-04, а расход через блок 5-01 равен расходу через блок 5-03.

При необходимости отсечки тяги и выключения ТТДУ MB сопловые управляющие блоки 5 по команде системы управления РКН 12 с помощью рулевого привода 11 устанавливаются в полностью открытое положение с максимальной скоростью, обеспечивая прекращение горения торцевого заряда твердого топлива 2, ввиду выполнения условия Зельдовича (А.М. Липанов, А.В. Алиев. Проектирование ракетных двигателей твердых топлив. Москва, изд. Машиностроение, 1995 г., стр. 302.).

При повторном включении ТТДУ MB система управления РКН 12 с помощью рулевого привода 11 устанавливает критические сечения СУБ 5 в положение, обеспечивающее требуемую суммарную площадь критических сечений , после чего подает сигнал на один из неиспользованных пиропатронов 10, который поджигает один из неиспользованных зарядов 9 воспламенительного устройства 6, продукты сгорания от которого через соответствующий обратный клапан 13 поступают в ресивер 14, откуда через газоход 15 продукты сгорания поступают в основную камеру сгорания 1 и повторно поджигают торцевой заряд твердого топлива 2.

При площади поверхности горения заряда близкой к постоянной, известном законе скорости горения u=u1pν и слабо меняющихся по времени газовой постоянной и температуре смеси продуктов сгорания, давление в камере сгорания и суммарная площадь критических сечений СУБ твердотопливной двигательной установки связаны между собой соотношением

где p - давление в камере сгорания;

μFкр - суммарная площадь критических сечений СУБ;

S - площадь поверхности горения заряда;

γ - плотность топлива;

R - газовая постоянная смеси продуктов сгорания;

Тр - изобарная равновесная температура продуктов сгорания топлива, определяемая термодинамическим расчетом;

u1 - единичная скорость горения;

χ1 - коэффициент теплопотерь на нагрев стенок камеры ТТДУ и возможную неполноту химических реакций;

χ2 - коэффициент теплопотерь на нагрев элементов конструкции газового тракта двигательной установки от камеры до входа в сопло;

ηр. - коэффициент потерь полного давления.

k - показатель адиабаты;

А(k) - функция

Из равенства (1) устанавливается суммарная площадь критических сечений СУБ ТТДУ MB перед первым запуском, обеспечивающая требуемое давление в камере сгорания рзап

При последующих включениях ТТДУ MB для обеспечения запуска ТТДУ MB с выходом на тот же уровень давления в камере сгорания рзап устанавливаемая суммарная площадь критических сечений СУБ должна быть уменьшена на величину для компенсации снижения давления за счет увеличения свободного объема камеры сгорания ТТДУ MB при выгорании топлива. Тогда требуемая суммарная площадь критических сечений СУБ при i-ом включении

С учетом (1) величину можно определить как

где τ - текущее время;

τi - время функционирования ТТДУ MB от момента запуска до i-го включения;

р - текущее давление в камере сгорания.

Обозначим Тогда формулу (4) можно представить в виде

После подстановки (5) в (3) получаем формулу для расчета суммарной площади критических сечений СУБ при каждом запуске ТТДУ MB

Таким образом, перед каждым последующим включением система управления РКН 12 на основании данных, полученных с помощью датчиков давления 7 о фактической циклограмме давления р(т), реализованной на предыдущих включениях, рассчитывает требуемую суммарную площадь критических сечений СУБ 5 обеспечивающую требуемое давление в камере сгорания ТТДУ MB рзап по формуле:

где с1 - коэффициент, зависящий от характеристик ТРТ и конструктивных параметров ТТДУ MB, а - суммарная площадь критических сечений СУБ 5 перед первым запуском ТТДУ MB.

Использование воспламенительного устройства 6 с ресивером 14, соединенного через газоход 15 с основной камерой сгорания 1, позволяет обеспечивать выключение и повторное включение ТТДУ MB в любой момент времени, так как взаимное расположение торцевого заряда твердого топлива 2 в основной камеры сгорания 1 и газохода 15 воспламенительного устройства 6 не изменяется во время работы, что позволяет обеспечивать оптимальные условия обтекания торцевого заряда твердого топлива 2 продуктами сгорания воспламенительного устройства 6, обеспечивая его надежное зажжение независимо от времени его повторного срабатывания.

Использование торцевого заряда твердого топлива 2, выполненного из рецептуры ТРТ, обеспечивающей показатель степени в законе скорости горения ν=0,85…1,1, позволяет гарантированно прекращать процесс горения за счет резкого снижения давления в основной камере сгорания 1 путем установки с помощью рулевого привода 11 сопловых управляющих блоков 5 в полностью открытое положение с максимальной скоростью, обеспечивая выполнение условия Зельдовича. Использование рецептуры ТРТ, обеспечивающей показатель степени в законе скорости горения ν=0,85…1,1, также позволяет изменять уровень тяги ТТДУ MB по команде системы управления РКН 12 за счет изменения уровня давления в основной камере сгорания 1 путем минимального изменения суммарной площади всех регуляторов расхода СУБ 5, что позволяет снизить массу СУБ и ТТДУ MB в целом. При этом точность регулирования уровня тяги обеспечивается за счет введения обратной связи по давлению в основной камере сгорания 1 путем постоянного опроса системой управления РКН 12 датчиков давления 7.

Использование воспламенительного устройства 6, выполненного в виде двух или более газогенераторов 8, каждый из которых снабжен отдельным зарядом твердого топлива 9 и пиропатроном 10, позволяет обеспечивать многократное задействование воспламенительного устройства. При этом наличие в каждом из газогенераторов 8 обратного клапана 13 обеспечивает непопадание продуктов сгорания из основной камеры 1 в незадействованные газогенераторы 8 в процессе работы ТТДУ MB, исключая их несанкционированное срабатывание.

Использование датчиков давления 7 и сопловых управляющих блоков 5, соединенных с рулевым приводом 11, позволяет обеспечить постоянство давления при запуске ТТДУ MB независимо от фактического остаточного объема, занимаемого зарядом твердого топлива в основной камере сгорания 1, что в свою очередь позволяет использовать заряды твердого топлива 9 воспламенительного устройства 6 одинаковой массы. Также использование датчиков давления 7 и сопловых управляющих блоков 5, соединенных с рулевым приводом 11, позволяет обеспечивать точное регулирование тяги во время работы ТТДУ MB по командам системы управления РКН 12 путем изменения давления в основной камере сгорания 1 за счет изменения расхода через сопловые управляющие блоки 5.

Расположение сопел 17 четырех СУБ 5 равномерно вокруг оси основной КС 1 и разделение на две пары, в каждой из которых сопла 17 повернуты друг к другу на угол «α», а также использование СУБ 5 в количестве кратном 2-м, но не менее 4-х, обеспечивает создание управляющих усилий по каналам тангажа, рыскания и крена и приводит к снижению веса конструкции и увеличению надежности работы за счет уменьшения количества сопловых блоков в конструкции ТТДУ.

Таким образом, с помощью применения конструкции ТТДУ MB, описанной выше, обеспечивается повышение надежности работы ТТДУ MB.

1. Твердотопливная двигательная установка многократного включения (ТТДУ MB) ракеты космического назначения (РКН), содержащая основную камеру сгорания (КС) с зарядом твердого топлива торцевого горения, крышку с местами крепления сопловых управляющих блоков (СУБ), воспламенительного устройства и датчиков давления, соединенную с камерой сгорания, воспламенительное устройство, соединенное с пиропатроном, СУБ с регулируемыми критическими сечениями, рулевой привод для регулирования размера критического сечения сопловых управляющих блоков, один или несколько датчиков давления, сообщающихся с внутренней полостью основной камеры сгорания и соединенных с системой управления (СУ) РКН, отличающаяся тем, что воспламенительное устройство выполнено в виде нескольких газогенераторов с зарядами твердого топлива, соединенных через обратные клапаны с ресивером, сообщающимся с основной камерой сгорания через газоход, соосный с основной камерой сгорания.

2. Твердотопливная двигательная установка многократного включения по п. 1, отличающаяся тем, что заряд твердого топлива в основной камере сгорания выполнен из рецептуры твердого топлива с показателем степени в степенном законе скорости горения ν=0,85…1,1.

3. Твердотопливная двигательная установка многократного включения по п. 1, отличающаяся тем, что количество сопловых управляющих блоков кратно двум и не менее четырех.

4. Твердотопливная двигательная установка многократного включения по п. 3, отличающаяся тем, что сопла четырех сопловых управляющих блоков расположены равномерно вокруг оси основной камеры сгорания и разделены на две пары, в каждой из которых сопла повернуты друг к другу на угол α.

5. Способ многократного включения твердотопливной двигательной установки многократного включения, отличающийся тем, что СУ РКН перед каждым включением ТТДУ MB на основании данных, полученных с помощью датчиков давления о фактической циклограмме давления p(τ), реализованной на предыдущих включениях, рассчитывает требуемую суммарную площадь критических сечений СУБ обеспечивающую требуемое давление в камере сгорания ТТДУ MB рзап, по формуле:

где с1 - коэффициент, зависящий от характеристик ТРТ и конструктивных параметров ТТДУ MB, а - суммарная площадь критических сечений СУБ перед первым запуском ТДУ MB, после чего с помощью рулевого привода устанавливает критические сечения СУБ в положение, обеспечивающее рассчитанную суммарную площадь критических сечений.



 

Похожие патенты:

Газогенератор твердотопливный содержит корпус с передней крышкой, частично перфорированную радиальными отверстиями трубку-запальник, скрепленную с передней крышкой, дросселирующее отверстие, пиропатрон и твердотопливный заряд, размещенный в герметичной секционной оболочке.

Изобретение относится к двигательным ракетным системам. В мультивекторной матричной ракетной двигательной системе плоская дискообразная с волнообразным внешним контуром монолитная термостойкая диэлектрическая (МТД) подложка с размещенной на ней квадратной матричной реверсивной структурой двигательных ячеек соединена с повторяющей ее контур цилиндрообразной полой с волнообразным профилем МТД-подложкой с радиально-веерной ориентацией всех продольных осей конусообразных микропор на центры чередующихся сопряженных вогнутых и выпуклых полуокружностей.

Изобретение относится к области авиации и космонавтики, в частности к конструкциям летательных аппаратов. Летательный аппарат содержит жестко связанные с корпусом два реактивных двигателя, конусообразную камеру сгорания с выхлопным соплом, блок управления, лазер, разветвленный световод.

Изобретение относится к области энергетических установок, а именно к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), и может быть использовано при разработке и создании ЖРД на несамовоспламеняющихся компонентах топлива.

Изобретение относится к военной технике, а более конкретно к конструкции порохового аккумулятора давления, предназначенного для приведения в действие аэродинамических поверхностей летательных аппаратов.

Группа изобретений относится к ракетно-космической технике, а именно к способу запуска камеры ЖРД или газогенератора многократного запуска с лазерным воспламенением топлива, использующего как жидкие, так и газообразные ракетные топлива, и устройству для его осуществления.

Ракетный двигатель твердого топлива для увода отделяемых частей ракеты состоит из корпуса с твердотопливным многошашечным зарядом, расположенным между опорными решетками и двумя газосвязанными соплами.

Изобретение относится к ракетным двигателям твердого топлива, используемым для работы в составе кумулятивно-фугасного заряда. Двигатель кумулятивно-фугасного заряда содержит корпус, сопло, заряд, размещенный между решеткой и переходным дном, воспламенитель и мембрану в виде крышки.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и, в частности, к двухзонным газогенераторам с лазерным зажиганием компонентов топлива. Двухзонный газогенератор с лазерным зажиганием компонентов топлива содержит силовую оболочку с патрубками подвода окислителя и горючего и патрубок для вывода генераторного газа, внутри которой и коаксиально с ней установлена камера сгорания.

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к устройствам химического зажигания компонентов топлива ЖРД. Ампула с пусковым горючим для зажигания компонентов топлива ЖРД, содержащая силовой цилиндр, заполненный пусковым горючим, два мембранных узла с входным и выходным каналами, мембраны которых выполнены с кольцевой утоненной перемычкой и которые закреплены герметично со стороны входа и выхода силового цилиндра, кроме того, ампула имеет средства для разрыва мембран, для заправки силового цилиндра пусковым горючим и средства для фиксации подвижных элементов мембран после их разрыва, причем каждый из мембранных узлов включает в себя корпус, с одной стороны которого закреплена мембрана, а с другой стороны установлена заглушка, внутри корпуса установлен пиропривод, состоящий из цилиндрической направляющей и поршня со штоком, а с тыльной стороны мембраны прикреплен цилиндрический хвостовик, который соединен со штоком, кроме того, надпоршневая полость через отверстие в корпусе соединена с полостью штуцера, в которой установлен пиротехнический заряд, причем диаметр поршня больше диаметра срезываемой части мембраны, а соединение полости силового цилиндра с входным и выходным каналами осуществляется через кольцевой зазор, образующийся при разрыве мембраны и ее последующем перемещении.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД). Камера сгорания двухрежимного ЖРД, работающего по безгенераторной схеме, содержащая кольцевую камеру сгорания с трактом охлаждения, магистрали подвода горючего и окислителя, блок камеры с двухсекционным сверхзвуковым соплом с трактом охлаждения, в кольцевой камере сгорания смесительная головка с двухполостным коллектором подвода окислителя выполнена из двух блоков, каждый из которых работает на свою секцию сопла, а подводная магистраль горючего через тракты охлаждения двухсекционного сопла и тракт охлаждения блока камеры соединена через смеситель и коллектор турбины с коллекторами горючего на блоках головки.

Изобретение относится к наддуву топливных баков ракетных двигателей. Устройство содержит два теплообменника, пригодных для испарения соответственно первого и второго компонентов ракетного топлива перед их повторным вводом в газообразном виде в предназначенные для них баки.

Изобретение может использоваться для вывода на орбиту спутников, в реактивных системах залпового огня, для дополнительного разгона артиллерийских снарядов после выхода снаряда из ствола орудия при подлете к цели.

Изобретение относится к двигательным ракетным системам для малоразмерных космических аппаратов и предназначено для использования в качестве маневрового двигателя при выполнении линейных и угловых перемещений.

Изобретение относится к конструкции детонационного двигателя, использующего твердое топливо. Техническим результатом, достигаемым при использовании заявляемого изобретения, является увеличение КПД детонационного двигателя за счет использования многократного отражения детонационной волны от отработавшей ступени и самого двигателя; эффективное преобразование химической энергии ВВ в механический импульс за счет многократного отражения детонационной волны.

Изобретение относится к области двигательных установок на криогенном топливе, и в частности к криогенной двигательной установке (1), содержащей по меньшей мере один маршевый двигатель (6) многократного запуска, первый криогенный бак (2), соединенный с маршевым двигателем (6) для его питания первым компонентом топлива, первый газовый бак (4), по меньшей мере один осаждающий топливо двигатель (7, 8) и первый питающий контур (16) для питания первого газового бака (4).

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в двигательных и энергетических установках перспективных средств межорбитальной транспортировки, предназначенных для доставки космических аппаратов на различные высокоэнергетические орбиты и отлетные от Земли траектории.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании РДТТ многоразового включения. .

Ракетный двигатель твердого топлива с изменяемым вектором тяги по направлению состоит из силового теплоизолированного корпуса и центрального тела, образующих в выходной части контур кольцевого сопла, канального заряда твердого топлива, скрепленного с силовым теплоизолированным корпусом, воспламенительного устройства и сопловой заглушки, привода перемещения, расположенного в центральном теле.

Изобретение относится к области ракетостроения, а именно к созданию разгонных блоков на базе твердотопливных двигательных установок, и направлено на совершенствование их конструкции. Твердотопливная двигательная установка многократного включения ракеты космического назначения содержит основную камеру сгорания с зарядом твердого топлива торцевого горения, крышку с местами крепления сопловых управляющих блоков, воспламенительного устройства и датчиков давления, соединенную с камерой сгорания, воспламенительное устройство, соединенное с пиропатроном, сопловые управляющие блоки с регулируемыми критическими сечениями, рулевой привод для регулирования размера критического сечения сопловых управляющих блоков, один или несколько датчиков давления, сообщающихся с внутренней полостью основной камеры сгорания и соединенных с системой управления. Воспламенительное устройство выполнено в виде нескольких газогенераторов с зарядами твердого топлива, соединенных через обратные клапаны с ресивером, сообщающимся с основной камерой сгорания через газоход, соосный с основной камерой сгорания. Для многократного включения твердотопливной двигательной установки перед каждым последующим включением на основании данных, полученных с помощью датчиков давления о фактической циклограмме давления, реализованной на предыдущих включениях, СУ рассчитывает требуемую суммарную площадь критических сечений сопловых управляющих блоков, обеспечивающую требуемое давление в камере сгорания твердотопливной двигательной установки, по защищаемой настоящим изобретением формуле, после чего с помощью рулевого привода устанавливает критические сечения сопловых управляющих блоков в положение, обеспечивающее рассчитанную суммарную площадь критических сечений. Группа изобретений позволяет повысить надежность твердотопливной двигательной установки многократного включения. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Наверх