RU2145674C1 - Solid propellant charge - Google Patents
Solid propellant charge Download PDFInfo
- Publication number
- RU2145674C1 RU2145674C1 RU99112293A RU99112293A RU2145674C1 RU 2145674 C1 RU2145674 C1 RU 2145674C1 RU 99112293 A RU99112293 A RU 99112293A RU 99112293 A RU99112293 A RU 99112293A RU 2145674 C1 RU2145674 C1 RU 2145674C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- charge
- tail
- head
- channel
- burning
- Prior art date
Links
Landscapes
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области военной техники, а именно к зарядам ракетного твердого топлива двигателей ракет реактивных систем залпового огня (РСЗО). The invention relates to the field of military equipment, namely to the charges of solid rocket propellant rocket engines of multiple launch rocket systems (multiple rocket launchers).
К основным направлениям повышения энергетических характеристик двигателей ракет РСЗО относится применение зарядов с максимально возможным коэффициентом объемного заполнения камеры сгорания. The main directions of increasing the energy characteristics of rocket engines MLRS include the use of charges with the highest possible coefficient of volumetric filling of the combustion chamber.
Известен заряд для двигателей ракет, содержащий последовательно расположенные топливные секции, диаметр канала которых увеличивается к соплу, скрепленные с корпусом двигателя и разделенные зазорами (см., например, А.А. Шишков и др. Рабочие процессы в РДТТ. - М.: Машиностроение, 1989, с. 82), принятый за аналог. Задачей данного технического решения являлось достижение высокого значения коэффициента объемного заполнения. Однако подобную конструкцию зарядов отличает ввиду существенного различия толщины горящего свода секций большая массовая доля остатков заряда, догорающих при пониженном давлении. Это приводит к недопустимому разбросу выходных характеристик и делает невозможным применение данных зарядов в ракетах РСЗО. A known charge for rocket engines containing sequentially arranged fuel sections, the channel diameter of which increases to the nozzle, fastened to the engine housing and separated by gaps (see, for example, A.A. Shishkov and others. Workflows in solid propellant rocket engines. - M.: Mechanical engineering , 1989, p. 82), adopted for the analogue. The objective of this technical solution was to achieve a high value of the coefficient of volumetric filling. However, this design of charges is distinguished due to the significant difference in the thickness of the burning arch of the sections due to the large mass fraction of charge residues that burn out under reduced pressure. This leads to an unacceptable dispersion of the output characteristics and makes it impossible to use these charges in MLRS missiles.
Общими признаками с предлагаемым авторами зарядом является наличие в составе заряда-аналога последовательно расположенных топливных секций, горящих по каналам и торцам, разделенных зазорами. Common signs with the charge proposed by the authors is the presence in the charge analogue of sequentially arranged fuel sections burning along the channels and ends, separated by gaps.
Наиболее близким по технической сути и достигаемому техническому результату к заявляемому изобретению является заряд по патенту 2125175, F 02 K 9/28, принятый авторами за прототип. Он содержит скрепленный с корпусом двигателя головной полузаряд со звездообразным каналом и хвостовой полузаряд с цилиндрическим каналом, причем торцы полузарядов могут быть закрыты манжетами. The closest in technical essence and the achieved technical result to the claimed invention is the charge according to patent 2125175, F 02 K 9/28, adopted by the authors for the prototype. It contains a head half-charge with a star-shaped channel and a tail half-charge with a cylindrical channel fastened to the engine body, and the ends of the half-charges can be closed by cuffs.
Заряд, принятый за прототип, функционирует следующим образом. После зажжения заряда происходит его горение по переднему торцу, звездообразному каналу, заднему торцу головного полузаряда, переднему торцу, цилиндрическому каналу и сопловому торцу хвостового полузаряда. Однако заряду подобной конструкции присущ ряд недостатков, основным из которых является возникновение развитых низко- и высокочастотных колебаний в цилиндрическом канале хвостового полузаряда при повышении плотности заполнения заряда из топлив с незначительным содержанием металлических добавок, например, за счет уменьшения диаметров каналов головного и хвостового полузарядов, приводящих к нерасчетному увеличению скорости горения и разрушению заряда. The charge adopted for the prototype operates as follows. After the charge is ignited, it burns along the front end, the star-shaped channel, the rear end of the head half-charge, the front end, the cylindrical channel and the nozzle end of the tail half-charge. However, a charge of this design has a number of drawbacks, the main of which is the occurrence of developed low- and high-frequency oscillations in the cylindrical channel of the tail half-charge with increasing charge density from fuels with a low content of metal additives, for example, by reducing the diameters of the channels of the head and tail half charges to an uncalculated increase in the burning rate and destruction of the charge.
Задачей известного технического решения (прототипа) являлось повышение объемного заполнения при допустимом уровне массы догорающих остатков заряда без учета возможности модернизации заряда в направлении увеличения объемного заполнения и применения топлив с незначительным содержанием металлических добавок. The objective of the known technical solution (prototype) was to increase the volumetric filling at an acceptable level of mass of dying charge residues without taking into account the possibility of charge modernization in the direction of increasing volumetric filling and the use of fuels with a low content of metal additives.
Общими признаками с предлагаемым зарядом является наличие головного полузаряда со звездообразным каналом и хвостового полузаряда с цилиндрическим каналом, разделенных зазором. Common signs with the proposed charge is the presence of a head half charge with a star-shaped channel and a tail half charge with a cylindrical channel, separated by a gap.
В отличие от прототипа в предлагаемом заряде внутренний диаметр лучей поперечного сечения звездообразного канала головного полузаряда (Dл) составляет 0,55...0,65 диаметра канала хвостового полузаряда (d), минимальная площадь цилиндрического кольцевого сечения между торцами головного и хвостового полузарядов (площадь боковой поверхности цилиндра шириной L и диаметром Dц, где Dц - большее значение из величин наружного диаметра лучей головного полузаряда Dн и диаметра канала хвостового полузаряда d) - 0,08...0,15 суммарной площади горящих участков торцов головного и хвостового полузарядов с диаметрами, превышающими диаметр минимального кольцевого сечения Dц, а суммарная площадь горящих поверхностей соплового торца и наружной поверхности консольного участка хвостового полузаряда составляет 0,02...0,05 поверхности горения заряда до соплового торца.In contrast to the prototype, in the proposed charge, the inner diameter of the cross-sectional rays of the star-shaped channel of the head half-charge (D l ) is 0.55 ... 0.65 of the diameter of the tail half-charge channel (d), the minimum cylindrical annular section between the ends of the head and tail half-charges ( the area of the side surface of the cylinder with a width L and a diameter D c , where D c is the larger value of the outer diameter of the rays of the head half charge D n and the diameter of the channel of the tail half charge d) - 0.08 ... 0.15 of the total area of the burning sections the ends of the head and tail half charges with diameters exceeding the diameter of the minimum annular section D c , and the total area of the burning surfaces of the nozzle end and the outer surface of the cantilever portion of the tail half charge is 0.02 ... 0.05 of the charge burning surface to the nozzle end.
Это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявляемого технического решения и достигаемым техническим результатом. This allows us to conclude that there is a causal relationship between the totality of the essential features of the claimed technical solution and the achieved technical result.
Указанные признаки, отличительные от прототипа и на которые распространяется испрашиваемый объем правовой защиты, во всех случаях достаточны. These signs, distinctive from the prototype and to which the requested amount of legal protection applies, are sufficient in all cases.
Задачей предлагаемого изобретения является повышение коэффициента объемного заполнения и исключение возникновения акустических колебаний в каналах головного и хвостового полузарядов. The task of the invention is to increase the coefficient of volumetric filling and to prevent the occurrence of acoustic vibrations in the channels of the head and tail half charges.
Указанный технический результат достигается тем, что в заряде внутренний диаметр лучей поперечного сечения звездообразного канала головного полузаряда Dл составляет 0,55...0,65 диаметра канала хвостового полузаряда (d), минимальная площадь цилиндрического кольцевого сечения между торцами головного и хвостового полузарядов - 0,08...0,15 суммарной площади горящих участков торцов головного и хвостового полузарядов с диаметрами, превышающими диаметр минимального кольцевого сечения (Dц), а суммарная площадь горящих поверхностей соплового торца и наружной поверхности консольного участка хвостового полузаряда составляет 0,02. ..0,05 поверхности горения заряда до соплового торца.The specified technical result is achieved by the fact that in the charge, the inner diameter of the cross-sectional rays of the star-shaped channel of the head half-charge D l is 0.55 ... 0.65 of the diameter of the tail half-charge channel (d), the minimum cylindrical cross-sectional area between the ends of the head and tail half-charges is 0.08 ... 0.15 of the total area of the burning sections of the ends of the head and tail half charges with diameters exceeding the diameter of the minimum annular section (D c ), and the total area of the burning surfaces of the nozzle end and the outer surface of the cantilever portion of the tail half charge is 0.02. ..0.05 surface of the charge burning to the nozzle end.
Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между узлами заряда позволяет, в частности, за счет выполнения:
- внутреннего диаметра лучей поперечного сечения звездообразного канала головного полузаряда (Dл) равным 0,55...0,65 диаметра канала хвостового полузаряда (d) обеспечить формирование на выходе из канала головного полузаряда газовых струй, число которых равно числу лучей, с высокой скоростью и концентрацией конденсированной фазы. Образующиеся при этом высокоскоростные "жгуты" конденсированной фазы проникают в цилиндрический канал хвостового полузаряда и эффективно демпфируют непосредственно у поверхности канала полузаряда акустические колебания тангенциальной моды в цилиндрическом канале хвостового полузаряда с высокой плотностью объемного заполнения; при увеличении внутреннего диаметра лучей поперечного сечения канала головного полузаряда свыше 0,65 диаметра канала хвостового полузаряда (d) снижается площадь поперечного сечения "жгутов" конденсированной фазы и ослабляется эффект демпфирования колебаний; при уменьшении указанного диаметра менее 0,55 диаметра канала хвостового полузаряда (d) возрастает масса догорающих остатков головного полузаряда, что вызывает увеличение разбросов внутрибаллистических характеристик;
- минимальной площади цилиндрического кольцевого сечения между торцами головного и хвостового полузарядов равной 0,08...0,15 суммарной площади горящих участков торцов головного и хвостового полузарядов с диаметрами, превышающими диаметр минимального кольцевого сечения (Dц), обеспечить необходимую скорость и концентрацию конденсированной фазы для гашения акустических колебаний в области входа в основной источник акустических колебаний - в канал хвостового полузаряда; при увеличении указанной площади свыше 0,15 суммарной площади горящих участков торцов головного и хвостового полузарядов с диаметрами, превышающими диаметр минимального кольцевого сечения Dц, уменьшается скорость частиц конденсированной фазы, а следовательно, и их кинетическая энергия, что приводит к уменьшению скорости "жгутов" конденсированной фазы в канале хвостового полузаряда и снижению демпфирования акустических колебаний; с уменьшением площади сечения менее 0,08 суммарной площади горящих участков торцов головного и хвостового полузарядов с диаметрами, превышающими диаметр минимального кольцевого сечения (Dц), возрастает скорость газового потока, движущегося в радиальном направлении, что резко увеличивает величину коэффициента газодинамических потерь на этом участке и приводит к недопустимому росту давления в двигателе;
- суммарной площади горящих поверхностей соплового торца и наружной поверхности консольного участка хвостового полузаряда в пределах 0,02...0,05 поверхности горения заряда до соплового торца обеспечить необходимую величину дополнительного газоприхода продуктов сгорания в область за сопловым торцом заряда, где образуется на выходе струи из канала хвостового полузаряда зона с обратными токами газа (рециркуляционная зона), являющаяся источником возникновения акустических колебаний; при взаимодействии рециркуляционной зоны с потоком, оттекающим от соплового торца и наружной поверхности консольного участка хвостового полузаряда, размеры рециркуляционной зоны резко уменьшаются, а следовательно, и снижается уровень акустических колебаний; с увеличением суммарной площади горящих поверхностей соплового торца и наружной поверхности консольного участка хвостового полузаряда свыше 0,05 поверхности горения заряда до соплового торца возрастает коэффициент газодинамических потерь в предсопловом объеме, что вызывает резкий рост давления в двигателе, при уменьшении указанной площади менее 0,02 поверхности горения заряда до соплового торца эффект демпфирования колебаний становится незначительным.A new set of structural elements, as well as the presence of connections between charge nodes, allows, in particular, due to the following:
- the inner diameter of the rays of the cross section of the star-shaped channel of the head half-charge (D l ) equal to 0.55 ... 0.65 of the diameter of the channel of the tail half-charge (d) to ensure the formation of gas jets at the outlet of the channel of the head half-charge, the number of which is equal to the number of rays, with a high speed and concentration of the condensed phase. The high-speed condensed-phase “bundles” formed in this way penetrate the cylindrical channel of the tail half-charge and effectively damp the acoustic vibrations of the tangential mode in the cylindrical channel of the tail half-charge with a high bulk density directly at the surface of the channel of the semi-charge; with an increase in the inner diameter of the beams of the cross section of the channel of the head semi-charge over 0.65 of the diameter of the channel of the tail half-charge (d), the cross-sectional area of the "bundles" of the condensed phase decreases and the effect of vibration damping is weakened; with a decrease in the indicated diameter to less than 0.55 of the diameter of the channel of the tail half-charge (d), the mass of dying remnants of the head half-charge increases, which causes an increase in the scatter of the ballistic characteristics;
- the minimum area of the cylindrical ring section between the ends of the head and tail half charges equal to 0.08 ... 0.15 of the total area of the burning sections of the ends of the head and tail half charges with diameters greater than the diameter of the minimum ring section (D c ), to ensure the necessary speed and concentration of condensed phases for damping acoustic vibrations in the area of entry into the main source of acoustic vibrations - into the channel of the tail half-charge; with an increase in the indicated area over 0.15 of the total area of the burning sections of the ends of the head and tail half charges with diameters exceeding the diameter of the minimum annular cross section D c , the speed of the particles of the condensed phase and, consequently, their kinetic energy decreases, which leads to a decrease in the speed of the “bundles” condensed phase in the channel of the tail half-charge and reduce damping of acoustic vibrations; with a decrease in the cross-sectional area of less than 0.08 of the total area of the burning sections of the ends of the head and tail half charges with diameters exceeding the diameter of the minimum annular section (D c ), the speed of the gas flow moving in the radial direction increases, which sharply increases the value of the gas-dynamic loss coefficient in this section and leads to an unacceptable increase in pressure in the engine;
- the total area of the burning surfaces of the nozzle end face and the outer surface of the cantilever portion of the tail half charge within the range of 0.02 ... 0.05 of the charge burning surface to the nozzle end to provide the necessary amount of additional gas input of the combustion products into the region beyond the nozzle end of the charge, where it forms at the exit of the jet a zone with reverse gas flows (recirculation zone), which is the source of the occurrence of acoustic vibrations from the channel of the tail half-charge; when the recirculation zone interacts with the flow flowing from the nozzle end and the outer surface of the cantilever section of the tail half-charge, the dimensions of the recirculation zone decrease sharply, and therefore the level of acoustic vibrations decreases; with an increase in the total area of the burning surfaces of the nozzle end and the outer surface of the cantilever portion of the tail half charge over 0.05 of the charge burning surface to the nozzle end, the coefficient of gas-dynamic losses in the pre-nozzle volume increases, which causes a sharp increase in pressure in the engine, with a decrease in the indicated area of less than 0.02 combustion of the charge to the nozzle end, the effect of vibration damping becomes insignificant.
Сущность изобретения поясняется чертежом, где изображен общий вид заряда. The invention is illustrated in the drawing, which shows a General view of the charge.
Предлагаемый заряд содержит головной полузаряд 1 со звездообразным каналом 2, хвостовой полузаряд 3 с цилиндрическим каналом 4 и консольным участком 5, торцевые манжеты 6, корпус 7, защитно-крепящий слой 8. Внутренний диаметр лучей Dл поперечного сечения звездообразного канала 2 головного полузаряда 1 составляет 0,55...0,65 диаметра канала 4 хвостового полузаряда 3, минимальная площадь цилиндрического кольцевого сечения между торцами головного 1 и хвостового 3 полузарядов равна 0,08...0,15 суммарной площади горящих участков торцов головного 1 и хвостового 2 полузарядов с диаметрами, превышающими диаметр минимального кольцевого сечения, а суммарная площадь горящих поверхностей соплового торца и наружной поверхности консольного участка 5 хвостового полузаряда 3 составляет 0,02...0,05 поверхности горения заряда до соплового торца.The proposed charge contains a head half charge 1 with a star-shaped channel 2, a tail half-charge 3 with a cylindrical channel 4 and a cantilever section 5, end cuffs 6, housing 7, a protective-fixing layer 8. The inner diameter of the beams D l of the cross section of the star-shaped channel 2 of the head half-charge 1 is 0.55 ... 0.65 of the diameter of the channel 4 of the tail half charge 3, the minimum area of the cylindrical annular section between the ends of the head 1 and tail 3 half charges is 0.08 ... 0.15 of the total area of the burning sections of the ends of the head 1 and tails 2 half charges with diameters exceeding the diameter of the minimum annular section, and the total area of the burning surfaces of the nozzle end and the outer surface of the cantilever section 5 of the tail half charge 3 is 0.02 ... 0.05 of the charge burning surface to the nozzle end.
Предложенное выполнение заряда позволило на 8...12 процентов увеличить коэффициент объемного заполнения и исключить возникновение акустических колебаний в каналах головного и хвостового полузарядов. The proposed charge execution made it possible to increase the volumetric filling coefficient by 8 ... 12 percent and exclude the occurrence of acoustic vibrations in the channels of the head and tail half charges.
Функционирование предложенного заряда происходит следующим образом. После зажжения головного и хвостового полузарядов 1 и 3 продукты сгорания головного полузаряда 1 движутся по звездообразному каналу 2 в направлении хвостового полузаряда 3, втекают в объем между полузарядами 1 и 3, взаимодействуют с газовым потоком, оттекающим от торцов полузарядов 1 и 3, втекают в канал 4 полузаряда 3 и истекают из полузаряда 3, взаимодействуя с потоком, оттекающим от торца полузаряда 3 и наружной поверхности консольного участка 5, не защищенного торцевой манжетой 6. The functioning of the proposed charge is as follows. After ignition of the head and tail half-charges 1 and 3, the products of combustion of the head half-charge 1 move along the star-shaped channel 2 in the direction of the tail half-charge 3, flow into the volume between the half-charges 1 and 3, interact with the gas stream flowing from the ends of the half-charges 1 and 3, flow into the channel 4 of the half-charge 3 and flow out of the half-charge 3, interacting with the flow flowing from the end of the half-charge 3 and the outer surface of the cantilever section 5, not protected by the end cuff 6.
Полученный положительный эффект подтвержден в ходе стендовых испытаний зарядов, выполненных в соответствии с предлагаемым изобретением, а также при летных испытаниях ракет с предлагаемым зарядом. The obtained positive effect was confirmed during bench tests of charges made in accordance with the invention, as well as during flight tests of missiles with the proposed charge.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU99112293A RU2145674C1 (en) | 1999-06-10 | 1999-06-10 | Solid propellant charge |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU99112293A RU2145674C1 (en) | 1999-06-10 | 1999-06-10 | Solid propellant charge |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2145674C1 true RU2145674C1 (en) | 2000-02-20 |
Family
ID=20221029
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU99112293A RU2145674C1 (en) | 1999-06-10 | 1999-06-10 | Solid propellant charge |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2145674C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2459969C1 (en) * | 2011-04-01 | 2012-08-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Solid-propellant charge for rocket engine of aircraft rocket |
| CN106121862A (en) * | 2016-08-11 | 2016-11-16 | 西北工业大学 | A kind of solid rocket motor grain fixing device |
-
1999
- 1999-06-10 RU RU99112293A patent/RU2145674C1/en active
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2459969C1 (en) * | 2011-04-01 | 2012-08-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Solid-propellant charge for rocket engine of aircraft rocket |
| CN106121862A (en) * | 2016-08-11 | 2016-11-16 | 西北工业大学 | A kind of solid rocket motor grain fixing device |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| FR2599134A1 (en) | MILITARY HEAD FOR MACHINE | |
| RU2145674C1 (en) | Solid propellant charge | |
| RU2493533C1 (en) | Active jet projectile | |
| RU2686546C1 (en) | Armor piercing active-missile | |
| RU2461728C2 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| EP2614242B1 (en) | Propulsion system for an aircraft, in particular for a missile | |
| RU2351788C1 (en) | Guided missile solid-propellant rocket engine, solid propellant igniter and rocket engine nozzle assembly | |
| RU2150599C1 (en) | Solid-propellant charge | |
| RU2604772C1 (en) | Pulsed solid-fuel engine | |
| RU2152529C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| EP0204623B1 (en) | Igniter for an additional charge in a shell | |
| RU2133864C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2251628C1 (en) | Solid-propellant impulse rocket engine | |
| RU2317433C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2362035C1 (en) | Charge for solid rocket fuel | |
| RU2298110C2 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2268386C2 (en) | Pulse solid rocket engine | |
| RU2247252C2 (en) | Charge of solid propellant for rockets | |
| RU2783054C1 (en) | Dual-mode solid propellant rocket engine | |
| RU2145673C1 (en) | Solid propellant charge | |
| RU2180049C1 (en) | Solid-propellant charge | |
| RU2178092C2 (en) | Solid-propellant charge for engine | |
| RU2239081C2 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2084676C1 (en) | Two-regime rocket engine | |
| RU2125174C1 (en) | Solid-propellant rocket engine |