ОПТИМІЗАЦІЯ КОНСТРУКЦІЇ ІМПУЛЬСНИХ ТВЕРДОПАЛИВНИХ РАКЕТНИХ ДВИГУНІВ З МЕТАЛЕВИМИ КОРПУСАМИ ШЛЯХОМ ОБ`ЄДНАННЯ ЇХ У МОНОБЛОЧНИЙ ВІДСІК, ВИГОТОВЛЕННИЙ ІЗ ВИСОКОМІЦНОГО ПЛАСТИКУ
Рубрика:
| Магдін, ЕК, Дмитренко, ЕС, Толочьянц, ГЕ, Михайлов, МС, Філіппов, ВВ, Огліх, ВВ |
| Косм. наука технол. 2019, 25 ;(6):33-38 |
| https://doi.org/10.15407/knit2019.06.033 |
| Мова публікації: Російська |
Анотація: Роботу присвячено імпульсним твердопаливним ракетним двигунам, призначеним для керування польотом аеродинамічних і космічних об’єктів. Керування польотом аеродинамічних і космічних об’єктів може здійснюватися за допомогою твердопаливних ракетних двигунів із спеціальними пристроями, що дозволяють змінювати напрямок вектора тяги (поворотні сопла, газові рулі та ін.). Однак ці пристрої не завжди дозволяють забезпечити необхідну динаміку зміни вектора тяги. Тому процес управління польотом може відбуватись за рахунок застосування набору малогабаритних імпульсних твердопа-
ливних ракетних двигунів, спрацьовуючих у потрібний момент часу і у потрібному напрямку. Розглянуто конструкцію імпульсних твердопаливних ракетних двигунів з металевими корпусами, а також конструкцію, яка дозволяє об’єднати двигуни в загальний відсік, виготовлений із високоміцного пластику. При цьому такий перехід може дозволити зменшити масу двигунного відсіку, в основному за рахунок переходу від конструкції у вигляді окремих двигунів з металевими корпусами до конструкції, яка об’єднує їх у моноблочний відсік, виготовлений із високоміцного пластику методом адитивних технологій, а також за рахунок виключення із конструкції відсіку елементів кріплення кожного окремого імпульсного твердопаливного ракетного двигуна.
Приведено порівняльний аналіз і описано особливості конструкції імпульсних твердопаливних ракетних двигунів з металевими корпусами, а також конструкція, яка дозволяє об’єднати двигуни у моноблочний відсік, виготовлений із високоміцного пластику. Приведено результати розрахунку коефіцієнта запасу міцності конструкції корпуса імпульсних твердопаливних ракетних двигунів у загальному відсіку, виготовленому методом адитивних технологій, а також порівняльні вагові характеристики, які дозволяють оцінити доцільність переходу до конструкції імпульсних твердопаливних ракетних двигунів у загальному відсіку, виготовленому методом адитивних технологій.
|
| Ключові слова: імпульсний двигун, моноблочний відсік |
References:
1. Belyaev N. M., Belik N. P., Uvarov Y. I. (1979). Jet control systems of space flight vehicles. Moscow.
2. Holubev K. S., Svetlov V. G. (2001). Designing of antiaircraft guided missiles. Moscow.
3. Ohlikh V. V., Tolochyants H. E., Mikhaylov M. S., Popkov V. M. Experimental researches of a capability of creation pulse SRM with a small operating time. Th e space engineering. Rocket arms. Th e collection of articles, Release 2, 30—34.
4. Patent № US 8,127,534 B2. Robert J. Cavalleri, Thomas A. Olden. Pellet loaded attitude control rocket motor.
5. Patent № US 2013/0019587 A1. Isaac Hoff man, Brett Hussey, Randy Clark, Kenneth J. Clark. Th ruster devices and methods of making thruster devices for use with thrust vector control systems.
2. Holubev K. S., Svetlov V. G. (2001). Designing of antiaircraft guided missiles. Moscow.
3. Ohlikh V. V., Tolochyants H. E., Mikhaylov M. S., Popkov V. M. Experimental researches of a capability of creation pulse SRM with a small operating time. Th e space engineering. Rocket arms. Th e collection of articles, Release 2, 30—34.
4. Patent № US 8,127,534 B2. Robert J. Cavalleri, Thomas A. Olden. Pellet loaded attitude control rocket motor.
5. Patent № US 2013/0019587 A1. Isaac Hoff man, Brett Hussey, Randy Clark, Kenneth J. Clark. Th ruster devices and methods of making thruster devices for use with thrust vector control systems.