RU2084676C1

RU2084676C1 - Two-regime rocket engine

Info

Publication number: RU2084676C1
Application number: RU94030330A
Authority: RU
Inventors: Хаджи-Мурат Хасанович Байсиев
Original assignee: Хаджи-Мурат Хасанович Байсиев
Priority date: 1994-08-17
Filing date: 1994-08-17
Publication date: 1997-07-20
Also published as: RU94030330A

Abstract

FIELD: rocket engineering. SUBSTANCE: inside the housing are combustion chambers of starting and cruise regimes. Between the chambers is a baffle provided with igniting and inlet openings. In the end face of the engine is a nozzle unit with Laval nozzles of starting regime and at least one Laval nozzle of cruise regime. There is a pipe line inside the engine. One end of the pipe line is connected with the combustion chamber of cruise regime through the outlet opening in the baffle. The inner diameter of the pipe line is equal or exceeds the outer maximum diameter of the opening of the converging portion of the Laval nozzle. EFFECT: enhanced efficiency. 1 dwg

Description

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к двухрежимным твердотопливным ракетным двигателям и может быть использовано при создании систем дальнобойных баллистических ракет и реактивных снарядов различных систем. The invention relates to the field of rocket technology, namely to dual-mode solid propellant rocket engines and can be used to create long-range ballistic missile systems and rockets of various systems.

Известны различные конструкции двухрежимных двигателей, включающие корпус с топливными зарядами режимов, сопловой блок и стабилизаторы [1]
Недостатком данных двигателей является низкий КПД, обусловленный тем, что продукты сгорания топливных зарядов как первого, так и второго режимов истекают через одни и те же сверхзвуковые сопла.There are various designs of dual-mode engines, including a housing with fuel charge modes, nozzle block and stabilizers [1]
The disadvantage of these engines is low efficiency, due to the fact that the products of the combustion of fuel charges of both the first and second modes expire through the same supersonic nozzles.

Наиболее близким по технической сущности к заявляемому объекту является двухрежимный ракетный двигатель, содержащий корпус, размещенные в корпусе камеру сгорания с зарядом твердого топлива, размещенную между камерами сгорания перегородку, включающую, по меньшей мере, одно запальное и одно выпускное отверстие, сопловой блок со сверхзвуковыми соплами стартового режима, содержащий трубопровод, соединенный одним концом через выпускное отверстие перегородки с камерой сгорания маршевого режима [2]
Задачей настоящего изобретения является упрощение конструкции двигателя и повышение надежности его работы.The closest in technical essence to the claimed object is a dual-mode rocket engine containing a housing, a combustion chamber with a charge of solid fuel placed in the housing, a partition placed between the combustion chambers, including at least one ignition and one exhaust opening, a nozzle block with supersonic nozzles the start mode, containing a pipeline connected at one end through the outlet of the partition with the combustion chamber of the sustainer mode [2]
The objective of the present invention is to simplify the design of the engine and increase the reliability of its operation.

Решение этой задачи достигается тем, что в известном двухрежимном ракетном двигателе камера сгорания стартового режима содержит трубопровод, соединенный одним концом через отверстие перегородки с камерой сгорания маршевого режима, а другим концом со сверхзвуковым соплом того же режима, при этом запальное отверстие в перегородке, со стороны камеры сгорания маршевого режима, содержит обратный клапан. The solution to this problem is achieved by the fact that in the known dual-mode rocket engine, the start-up combustion chamber contains a pipeline connected at one end through a baffle hole to a march mode combustion chamber and at the other end with a supersonic nozzle of the same mode, while the ignition hole in the baffle is on the side march mode combustion chamber, contains a check valve.

Двухрежимный ракетный двигатель отличается также тем, что внутренний диаметр трубопровод выполнен равным либо превышающим наружный диаметр отверстия конфузора сверхзвукового сопла маршевого режима, что обеспечивает условия эффективной работы двигателя. A bimodal rocket engine is also characterized in that the inner diameter of the pipeline is equal to or greater than the outer diameter of the bore of the confuser of the marching supersonic nozzle, which ensures the conditions for efficient operation of the engine.

На чертеже представлен общий вид двухрежимного ракетного двигателя. The drawing shows a General view of a dual-mode rocket engine.

Двигатель содержит корпус 1, размещенные в корпусе 1 камеру сгорания 2 с трердотопливным зарядом 3 стартового режима и камеру сгорания 4 с твердотопливным зарядом 5 маршевого режима. Между зарядами 3 и 5 в корпусе 1 размещена перегородка, 6, которая жестко прикреплена к корпусу 1 и содержит отверстие 7 по оси для выхода продуктов сгорания топливного заряда 5 и запальные отверстия 8. Каждое запальное отверстие 8 снабжено пластинчатым обратным клапаном 9, размещенным со стороны камеры сгорания 4. Двигатель содержит сопловой блок 10 с концентрично размещенными в нем сверхзвуковыми соплами стартового режима 11 и, по меньшей мере, одно сопло маршевого режима 12, размещенное по оси соплового блока 10. The engine comprises a housing 1, a combustion chamber 2 with a solid propellant charge 3 of a starting mode and a combustion chamber 4 with a solid propellant charge 5 of a marching mode placed in the housing 1. Between charges 3 and 5 in the housing 1 there is a partition 6, which is rigidly attached to the housing 1 and contains a hole 7 along the axis for the output of the products of combustion of the fuel charge 5 and ignition holes 8. Each ignition hole 8 is equipped with a plate check valve 9, placed on the side combustion chambers 4. The engine comprises a nozzle block 10 with supersonic nozzles of the starting mode 11 concentrically placed therein and at least one marching mode nozzle 12 located along the axis of the nozzle block 10.

Внутри двигателя размещен соединительный трубопровод 13, подключенный с одной стороны через отверстие 7 перегородки 6 к камере сгорания 4, а другим
нижним концом подключен к сверхзвуковому соплу маршевого режима 12. При этом внутренний диаметр отверстия соединительного трубопровода 13 равен наружному (т.е. максимальному) диаметру отверстия конфузора сверхзвукового сопла 12 либо несколько превышает его по размерам. В данном случае указанные диаметры отверстий равны. Ракетный двигатель содержит в нижней части стабилизаторы 14, контактную крышку 15 и размещенный на ней электровоспламенитель 16, с токопроводящим шнуром 17. Электровоспламенитель 16 введен в камеру сгорания 2 через одно из сверхзвуковых сопел стартового режима 11.Inside the engine posted by a connecting pipe 13, connected on one side through the hole 7 of the partition 6 to the combustion chamber 4, and the other
the lower end is connected to the supersonic nozzle of the marching mode 12. In this case, the inner diameter of the hole of the connecting pipe 13 is equal to the outer (i.e. maximum) diameter of the hole of the confuser of the supersonic nozzle 12 or slightly exceeds its size. In this case, the indicated hole diameters are equal. The rocket engine contains in the lower part stabilizers 14, a contact cover 15 and an electric igniter 16 placed on it, with a conductive cord 17. The electric igniter 16 is introduced into the combustion chamber 2 through one of the supersonic nozzles of the starting mode 11.

Двухрежимный ракетный двигатель работает следующим образом. Two-mode rocket engine operates as follows.

При запуске двигателя через токопроводящий шнур 17 к электровоспламенителю 16 подается электрический ток, от которого срабатывает электровоспламенитель 16 и воспламеняет твердотопливный заряд стартового режима 3. Под действием сжатых газов, образовавшихся в камере сгорания 2, контактная крышка 15 отстреливается от соплового блока 10 и двигатель выходит на рабочий режим. В процессе горения заряда 3, поверхность горения перемещается к перегородке 6, обеспечивая при этом необходимую тягу двигателя. При достижении пламени перегородки 6, форс огня через запальные отверстия 8 проходит в камеру сгорания маршевого режима 4 и воспламеняет твердотопливный заряд 5. Топливный заряд 3 при этом выгорает полностью и давление газов в камере сгорания стартового режима 2 падает. Одновременно при возгорании топливного заряда 5 давление в камере маршевого режима 5 возрастает. Клапаны 9 под действием давления сжатых газов перекрывают запальные отверстия 8. Образующиеся в камере сгорания 4 газы проходят через трубопровод 13 в сверхзвуковое сопло маршевого режима 12 и выбрасываются наружу, обеспечивая необходимую тягу двигателя на маршевом участке полета ракеты. When the engine is started, an electric current is supplied to the electric igniter 16 through the conductive cord 17, from which the electric igniter 16 is activated and ignites the solid fuel charge of the starting mode 3. Under the action of the compressed gases generated in the combustion chamber 2, the contact cover 15 is shot off from the nozzle block 10 and the engine exits to Work mode. During the combustion of the charge 3, the combustion surface moves to the partition 6, while providing the necessary engine thrust. When the flame of the partition 6 is reached, the force of the fire passes through the ignition holes 8 into the combustion chamber of the sustainer mode 4 and ignites the solid fuel charge 5. In this case, the fuel charge 3 burns out completely and the gas pressure in the combustion chamber of the start mode 2 drops. At the same time, when the fuel charge 5 ignites, the pressure in the marching chamber 5 increases. Valves 9 under the action of pressure of compressed gases block the ignition openings 8. The gases generated in the combustion chamber 4 pass through a pipe 13 into a supersonic marching mode nozzle 12 and are thrown out, providing the necessary engine thrust on the marching portion of the rocket flight.

Двигатель может иметь не одно, как показано на чертеже, сверхзвуковое сопло маршевого режима 12, а несколько. В этом случае сопла могут быть размещены в сопловом блоке 10 концентрично продольной оси двигателя аналогично соплам стартового режима 11. При этом количество соединительных трубопроводов 13 должно соответствовать количеству сопел маршевого режима 12. (Вариант двигателя с несколькими соплами маршевого режима на чертеже не показан, чтобы не усложнять чертеж). The engine may have not one, as shown in the drawing, a supersonic marching mode nozzle 12, but several. In this case, the nozzles can be placed in the nozzle block 10 concentrically to the longitudinal axis of the engine similarly to the nozzles of the starting mode 11. In this case, the number of connecting pipelines 13 must correspond to the number of nozzles of the marching mode 12. (The variant of the engine with several nozzles of the marching mode is not shown in the drawing, so as not to complicate the drawing).

Таким образом, предложен двухрежимный двигатель, отличающийся от прототипа простотой конструкции и достаточно высокой надежностью работы. Thus, the proposed dual-mode engine, which differs from the prototype in its simplicity of design and high reliability.

Двигатель может быть использован при создании различных систем баллистических ракет. The engine can be used to create various ballistic missile systems.

Claims

A dual-mode rocket engine containing a housing, a combustion chamber with a solid fuel charge of the starting mode and a combustion chamber with a solid propellant charge of a sustainer mode, a partition between at least one ignition and one outlet, a nozzle block with supersonic nozzles, located between the combustion chambers the start mode, containing a pipeline connected at one end through the outlet of the partition with the combustion chamber of the march mode, characterized in that the nozzle block with additionally holds at least one supersonic nozzle regime sustainer connected to the conduit, wherein the inner diameter of the pipe is made equal to or greater than the greatest outer diameter of the nozzle holes converger supersonic cruise mode.