Формирование облика ракетного двигателя твердого топлива с поперечной тягой

• Автор: Князев, Иван Александрович
• Шифр специальности: 05.07.05
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 2010
• Место защиты: Москва
• Количество страниц: 159 с. : ил.

СОДЕРЖАНИЕ
Введение

1. Обзор литературных источников и формирование задачи

исследования

1.1. Исполнительные устройства системы управление тягой

РДТТ с вращающимися управляющими соплами

1.2. Исполнительные устройства системы управление тягой

РДТТ с изменяемой площадью критического сечения сопла

1.3. Недостатки и проблемы, связанные с использованием механизмов

управления тягой РДТТ

2. Ракетный двигатель на твердом топливе с поперечным

вектором тяги
2.1. Область применения
2.2. Конструкция РДТТ с поперечной тягой для двигательной
установки системы аварийного спасения
2.3. Объект исследования
2.4. Исходные данные для разработки РДТТ с поперечной тягой
3. Газодинамические расчеты
3.1. Общие положения
3.2. Расчет модели
3.3. Термогазодинамические расчеты предсопловых камер различной
геометрии
3.4. Приближенная аналитическая методик расчета
3.4.1. Осреднение неравномерных потоков газа
3.4.2. Потери при осреднении газовых потоков
3.4.3. Приближенная аналитическая методик расчета конструкции РДТТ с поперечной тягой
4. Стендовые испытания конструкции РДТТ с поперечной тягой
4.1. Статически стендовые испытания

4.2. Огневые стендовые испытания
5. Проектирование РДТТ с поперечной тягой для двигательной
установки системы аварийного спасения космического корабля
5.1. Анализ расчета
Выводы
Список используемой литературы
Приложение

ВВЕДЕНИЕ
Развитие и совершенствование твердотопливной ракетной техники и твердотопливных двигательных установок идет по пути повышения - -энергетических характеристик, совершенствования габаритно-массовых характеристик и увеличения их надежности. В настоящее время особое внимание уделяется совершенствованию методов и способов управления полетом ракеты при помощи создания боковых управляющих усилий [26, 77, 90].
Одна из проблем, связанная с запуском пилотируемого космического корабля «Союз-ТМА» с космодрома «Восточный», заключается в том, что необходимо обеспечить увод срабатываемой двигательной установки системы аварийного спасения (ДУ САС) в определенный район, имеющий диаметр падения 1 км. Это условие необходимо для приземления спускаемого космического аппарата в расчетном месте в случае аварии ракетоносителя.
В настоящее время на зенитных управляемых ракетах изменение вектора направления полета достигается поворотом закрылок, что не всегда удовлетворяет требованием ТЗ. Для уменьшения градиента времени изменения вектора направления полета ракеты необходимо приложить к ракете дополнительную силу, перпендикулярную ее оси и максимально удаленную от ее центра тяжести. При этих условиях ракета в течение малого времени сможет не только повернуть в нужное направление, но и развернуться на 180° при минимальном радиусе разворота. В результате такой модернизации зенитных управляемых ракет вероятность поражения цели значительно возрастает.
Таким образом, создание РДТТ, обеспечивающего изменение направления вектора тяги на 180° и имеющего регулируемую площадь критического сечения, является актуальной задачей развития и совершенствования ракетных двигателей твердого топлива.
В данной диссертации рассмотрены существующие конструкции исполнительных устройств, с помощью которых создается и регулируется поперечная тяга в РДТТ. Также в диссертации представлена конструкция РДТТ с

2. РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ НА ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ С ПОПЕРЕЧНЫМ ВЕКТОРОМ ТЯГИ.
2.1. ОБЛАСТЬ ПРИМЕНЕНИЯ
РДТТ с поперечной тягой будет входить в состав двигательной установки системы аварийного спасения космического корабля и заменит четыре твердотопливных двигателей служащих в качестве двигателя, увода этой установки от ракетоносителя (рис 2.1). Технические возможности двигательной установки возрастут и позволят не только уводить ее от траектории космического корабля после штатного отделения, но и управлять ею в случае аварии ракетоносителя. По сравнению с прежней компоновкой двигательной установки (четыре твердотопливные управляющие двигателя), которая обеспечивает увод спускаемого аппарата в одном из четырех направлений, предлагаемая компоновка обеспечит увод и позволит управлять двигательной установкой. Управление установкой позволит обеспечить приземление спускаемого космического аппарата в расчетной точки, диаметр которой равен 1 км. Это условие необходимо для того, чтобы запуск космического корабля осуществлялся с нового космодрома «Восточный», который расположен на территории Российской Федерации вблизи города Свободный. В отличие от казахстанской степи, где можно быстро отыскать спускаемый аппарат и подобрать космонавтов, российская тайга создает некоторые трудности, такие как поиск, посадка вертолета на место приземления и транспортировка спускаемого аппарата. Для этого было принято решение о заранее выделенном районе диаметром в 1 км.
Не исключено и применение этой конструкции в военных направлениях развития РДТТ. На зенитных управляемых ракетах изменение вектора направления полета достигается поворотом закрылок. Для уменьшения радиуса поворота ракеты, необходимо приложить к ракете дополнительную силу, перпендикулярную ее оси и максимально удаленную от ее центра тяжести. При