Об'єднання імпульсних ракетних двигунів у пластиковий моноблок надрукований на 3D принтері

Е.Магдин, Є.Дмитренко, Г.Толочьянц, М.Михайлов, В.Філіппов, В.Огліх (КБ «Південне»)

Стаття присвячена варіантам конструкції імпульсних твердопаливних ракетних двигунів, призначених для управління польотом аеродинамічних і космічних об'єктів.

Оригінальна стаття «Оптимизация конструкции импульсных твердотопливных ракетных двигателей с металлическими корпусами путем объединения их в моноблочный отсек, изготовленный из высокопрочного пластика» надрукована (російською) у науково-практичному журналі НАН України «Космічна наука і технологія», 2019 №6.

Для управління польотом аеродинамічних і космічних об'єктів широко використовують твердопаливні двигуни, що володіють спеціальними пристроями, які дозволяють змінювати напрямок вектора тяги (поворотні сопла, газове кермо тощо). Однак ці пристрої не завжди дозволяють забезпечити необхідну динаміку зміни вектора тяги, і в цьому випадку для управління польотом може застосовуватися набір малогабаритних імпульсних твердопаливних ракетних двигунів (ІРДТП), що спрацьовують у потрібний момент часу і в потрібному напрямку [1,2].

У статті розглянуто варіант конструкції ІРДТП розробки ДП «КБ «Південне» у вигляді окремих імпульсних двигунів з металевими корпусами (варіант 1), а також запропонована конструкція, яка дозволяє об'єднати імпульсні двигуни у моноблочний відсік, виготовлений з високоміцного пластика (варіант 2).

Технічні вимоги до імпульсних твердопаливних ракетних двигунів. Для оцінки доцільності переходу від окремих імпульсних двигунів з металевими корпусами до моноблочного відсіку імпульсних двигунів були використані такі значення основних характеристик ІРДТП:

• час одного імпульсу тяги – не більше 0.07 с;
• маса відсіку з керуючими ІРДТП і елементами кріплення – не більше 112 кг.

Порівняльний аналіз різних варіантів конструкції ІРДТП двигунного відсіку в цілому проводився для умовно прийнятої кількості ІРДТП – 72 і значення сумарного імпульсу окремого двигуна – 30 кгс · с.

Конструкція окремого імпульсного твердопаливного ракетного двигуна з металевим корпусом (варіант 1). Конструкція ІРДТП (рис. 1) являє собою титановий, суцільнозварний корпус 3 із різьбовими посадочними місцями під кришку 2 і трубку-діафрагму 6. У двигуні в якості твердого палива використовується артилерійський піроксиліновий порох [3]. Спорядження порохом 5 відбувається засипанням гранул через отвір для гвинта у корпусі.

Рис. 1. Конструкція імпульсних твердопаливних ракетних двигунів: 1 - піропатрон, 2 - кришка, 3 - корпус, 4 - запальник, 5 - заряд, 6 - трубка-діафрагма

Схема збирання варіанти конструкції ІРДТП приведена на рис. 2. Збирання двигуна виконується в наступній послідовності:

• в корпус вкручується трубка-діафрагма;
• через горловину корпусу засипаються гранули порохового заряду;
• у різьбовий отвір а горловини корпусу вкручується кришка з запальником;
• у різьбовий отвір кришки встановлюється піропатрон.

Рис. 2. Схема збирання імпульсних твердопаливних ракетних двигунів: 1 - піропатрон, 2 - кришка, 3 - запальник, 4 - заряд, 5 - корпус, 6 - трубка-діафрагма

Конструктивна схема відсіку ракети з імпульсними твердопаливними ракетними двигунами з металевими корпусами. Рис. 3 представляє конструктивну схему відсіку ракети, який складається з окремих ІРДТП, корпуси яких виготовлені з титану.

Рис. 3. Конструктивна схема відсіку ракети

Імпульсні твердопаливні ракетні двигуни встановлюються у відсік ракети паралельними ярусами. При оцінці маси корпусу ІРДТП використовувалися значення щільності титану 4,5 г/см³ і межа міцності 750 МПа.

Конструкція імпульсного твердопаливного ракетного двигуна (варіант 2). В якості альтернативи конструкції ІРДТП з металевими корпусами розглянуто варіант, в якому корпусу ІРДТП і корпус відсіку являють собою одну загальну конструкцію, виготовлену методом адитивних технологій (3D-друк) з високоміцного пластика.

Конструкція окремого елемента цього корпусу представлена на рис. 4, а його збірка – на рис. 5

Рис. 4. Конструкція імпульсних твердопаливних ракетних двигунів: 1 - піропатрон, 2 - запальник, 3 - сітка, 4 - корпус, 5 - заряд, 6 - гайка, 7 - сопло, 8 - заглушка, 9 - діафрагма, 10 - кільце ущільнювача, 11 - кришка, 12 - прокладка

Збирання двигуна виконується в наступній послідовності:

• в корпус вкручується трубка-діафрагма, встановлюється гайка і сопло;
• через горловину корпусу засипаються гранули порохового заряду;
• у різьбовий отвір горловини корпусу вкручується кришка з воспламенителем;
• у різьбовий отвір кришки встановлюється піропатрон.

Рис. 5. Схема збирання імпульсних твердопаливних ракетних двигунів: 1 - піропатрон, 2 - кришка, 3 - запальник, 4 - корпус, 5 - трубка-діафрагма, 6 - заряд, 7 - гайка, 8 - сопло

Корпус імпульсних твердопаливних ракетних двигунів у загальному відсіку, виготовленому методом адитивних технологій. Корпус імпульсних твердопаливних ракетних двигунів, є цілісною конструкцією, надрукованою на 3D-принтері. Ця конструкціях складається з камер, розташованих паралельними ярусами. Яруси зміщені на 30° один відносно одного і з'єднані між собою ребрами жорсткості.

Рис. 6. Цілісний корпус відсіку імпульсних твердопаливних ракетних двигунів

Як матеріал для виготовлення корпусу пропонується пластик типу PЕЕК. ПЕЕК – штучний матеріал з високою міцністю, пружністю, теплостійкістю до формозміни і низьким коефіцієнтом тертя. По міцності і пружності він перевершує більшість технічних штучних матеріалів, особливо при високих температурах. Даний матеріал можна застосувати для виготовлення деталей методом адитивних технологій (3D-друк)

При оцінці маси корпусу використовувалися наступні дані для пластику типу PЕЕК:

• щільність – 1.49 г/см³;
• межа міцності – 200 МПа.

Результати розрахунків конструкції корпусу з високоміцного пластика. Проведені в програмному комплексі «Ansys» розрахунки на міцність, представлені на рис. 7, показали, що для прийнятих геометричних параметрів силових елементів, механічні характеристики застосованих матеріалів і навантажень, міцність конструкції ІРДТП для всіх розрахункових випадків забезпечується з мінімальним коефіцієнтом запасу міцності: η ≥ 1.04.

Рис. 7. Результати розрахунку коефіцієнта запасу міцності конструкції корпусу: а - вид 1, б - вид 2

Проведені розрахунки на міцність підтвердили правильність вибору конструктивної схеми керуючих ІРДТП.

Міцність керуючих ІРДТП для прийнятих товщини силових елементів, нагріванні, рівнях навантажень і механічних характеристик застосованих матеріалів забезпечується.

Конструктивна схема імпульсних твердопаливних ракетних двигунів в моноблочному відсіку, виготовленому з високоміцного пластика. На рис. 8 представлена конструктивна схема відсіку ракети, який виготовлений з використанням адитивних технологій (3D-друку).

Рис. 8. Конструктивна схема відсіку ракети: 1 - імпульсний твердопаливний ракетний двигун, 2 - відсік ракети

У відсіку передбачені поглиблення для зарядів твердого палива імпульсних твердопаливних ракетних двигунів, які розташовуються паралельними ярусами.

Порівняльний аналіз металевого і пластикового варіанта конструкції двигунного відсіку ІРДТП показав, що його маса може бути істотно зменшена.

Для умовно прийнятих значень сумарного імпульсу окремого ІРДТП і їх кількості – це зменшення склало величину 15%. Це зменшення відбулося в основному за рахунок виключення з конструкції відсіку елементів кріплення кожного окремого імпульсного твердопаливного ракетного двигуна.

Висновки

У даний час в різних областях науки широке застосування і поширення набувають деталі, виготовлені з використанням адитивних технологій (3D-друку).

У результаті проведеної проєктної роботи в Державному підприємстві «Конструкторське бюро «Південне» імені М.К. Янгеля можна зробити висновок, що в разі переходу від конструкції у вигляді окремих імпульсних твердопаливних ракетних двигунів з металевими корпусами до моноблочному відсіку, виготовленому з високоміцного пластика методом адитивних технологій, масу двигунного відсіку можна значно зменшити. Крім того, такий перехід дозволяє істотно зменшити трудомісткість і вартість виготовлення двигунного відсіку.

Список літератури

---

[1]. Беляев Н. М., Белик Н. П., Уваров Е. И. Реактивные системы управления космических летательных аппаратов. М. Машиностроение, 1979. 232 с.

[2]. Голубев К. С., Светлов В. Г. Проектирование зенитных управляемых ракет. М. Изд-во МАН. 2001. 730 с.

[3]. Оглих В. В., Толочьянц Г. Э., Михайлов Н. С., Попков В. Н. Экспериментальные исследования возможности создания импульсного РДТТ с малым временем работы. Космическая техника. Ракетное вооружение. 2016. Bып. 2. C. 30—34.

[4]. Патент № US 8,127,534 B2. Robert J. Cavalleri, Th omas A.Olden. Pellet loaded attitude control rocket motor.

[5]. Патент № 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.

---

УДК 621.454.3.03

Даний матеріал відноситься до авторських публікацій.
Думка редакції може не збігатися із точкою зору авторів матеріалів.

---

Використані джерела:
ISSN 1561-8889. Космічна наука і технологія. 2019. Т. 25. № 6: 33—38