RU2317433C1 - Solid-propellant rocket engine - Google Patents
Solid-propellant rocket engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2317433C1 RU2317433C1 RU2006123156/06A RU2006123156A RU2317433C1 RU 2317433 C1 RU2317433 C1 RU 2317433C1 RU 2006123156/06 A RU2006123156/06 A RU 2006123156/06A RU 2006123156 A RU2006123156 A RU 2006123156A RU 2317433 C1 RU2317433 C1 RU 2317433C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- charge
- channel
- length
- rear end
- solid
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Description
Предлагаемое изобретение относится к области ракетной техники, и может быть использовано в ракетах, ракетных снарядах с твердотопливными двигателями.The present invention relates to the field of rocket technology, and can be used in rockets, rocket shells with solid propellant engines.
Объект изобретения представляет собой ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ), содержащий корпус, заряд твердого топлива, прочно скрепленный с корпусом двигателя, имеющий внутреннюю камеру горения, образованную центральным перфорированным каналом звездообразной конфигурации и нависающий незабронированный задний торец, сопловой блок, воспламенитель.The object of the invention is a solid propellant rocket engine (RDTT), comprising a housing, a solid fuel charge firmly bonded to the engine housing, having an internal combustion chamber formed by a central perforated channel of a star-shaped configuration and an overhang unarmoured rear end, nozzle block, igniter.
Данный объект характеризуется высоким коэффициентом объемного заполнения (не менее 0,85) и относительным удлинением (не менее 6 калибров).This object is characterized by a high coefficient of volumetric filling (at least 0.85) and relative elongation (at least 6 calibers).
Необходимые параметры: - тяга двигателя и расход продуктов сгорания в значительной степени определяются размерами и конфигурацией звездообразного профиля канала заряда.Necessary parameters: - engine thrust and the consumption of combustion products are largely determined by the size and configuration of the star-shaped profile of the charge channel.
При создании современных РДТТ с высокой тяговооруженностью осуществляются мероприятия, обеспечивающие при работе двигателя требуемую организацию внутрикамерных процессов горения топлива, при которых параметры двигателя - давление, тяга находились бы в заданных границах.When creating modern solid propellant solid propellant rocket engines with high thrust-to-weight ratio, measures are taken to ensure the required organization of the internal combustion processes of the fuel during engine operation, in which the engine parameters — pressure, thrust — would be within predetermined limits.
Известен ряд конструкций РДТТ, обеспечивающих уменьшение или полное устранение пиков давления, тяги в момент выхода двигателя на режим (патент Р.Ф. №2248458, публикация "Эрозионное горение в РДТТ" в экспресс информации "Астронавтика и ракетодинамика", №38, 1991 г., ВИНИТИ, г.Москва, стр.19, патент Р.Ф. №2125175).A number of solid propellant rocket engine designs are known that provide reduction or elimination of pressure peaks and thrust peaks at the moment the engine enters the regime (RF patent No. 2248458, publication "Erosion combustion in solid rocket engine" in the express information "Astronautics and Rocket Dynamics", No. 38, 1991 ., VINITI, Moscow, p. 19, patent of R.F. No. 2125175).
Известные конструкции РДТТ содержат корпус, прочно скрепленный с корпусом заряд твердого топлива с прорезанными радиально идущими пазами, сопловой блок, воспламенитель.Known designs of solid propellant solid propellant rocket engines include a housing, a solid fuel charge firmly bonded to the housing with radially extending grooves cut through, a nozzle block, and an igniter.
Наиболее близкой к предполагаемому изобретению является конструкция, представленная в патенте Р.Ф. №2248458, принятая авторами за прототип.Closest to the alleged invention is the design presented in the patent of R.F. No. 2248458, adopted by the authors for the prototype.
Существенными признаками прототипа являются:The essential features of the prototype are:
- звездообразный профиль канала заряда, в котором вершины каждой пары соседних щелей канала сопряжены дугой окружности, вогнутой внутрь этого канала;- a star-shaped profile of the charge channel, in which the vertices of each pair of adjacent channel slots are conjugated by an arc of a circle concave inside this channel;
- отношение суммарной длины дуг окружностей (Lд), вогнутых внутрь канала к периметру канала (Пк), составляет- the ratio of the total length of the arcs of circles (L d ), concave inside the channel to the perimeter of the channel (P to ), is
0,5<Lд/Пк<1,0.0.5 <L d / P to <1.0.
Конструкция РДТТ, принятая за прототип, работает следующим образом:The design of the solid propellant rocket engine adopted for the prototype works as follows:
- при срабатывании воспламенителя и воспламенении заряда образующийся поток продуктов сгорания движется, ускоряясь в направлении сопла по каналу звездообразного сечения, обтекая поверхности, образованные лучами звезды и переходными участками между лучами.- when the igniter is activated and the ignition of the charge, the resulting flow of combustion products moves, accelerating in the direction of the nozzle along the channel of the star-shaped section, flowing around the surfaces formed by the rays of the star and the transitional sections between the rays.
Технической задачей, решаемой прототипом, является уменьшение воздействия на горящую поверхность заряда скоростного потока газов.The technical problem solved by the prototype is to reduce the impact on the burning surface of the charge of a high-speed gas flow.
Эта задача решается в прототипе путем изменения традиционной конфигурации звездообразного канала за счет исключения участков поверхности горения с повышенной крутизной, а также за счет отнесения поверхности горения на большее расстояние от центра оси канала.This problem is solved in the prototype by changing the traditional configuration of the star-shaped channel by eliminating sections of the combustion surface with increased steepness, as well as by attributing the combustion surface to a greater distance from the center of the channel axis.
Меры, предусмотренные в прототипе, действительно решают проблему исключения пиков давления и тяги в условиях ярко выраженного эрозионного горения топлива (горения с повышенной скоростью), поскольку они направлены на снижение воздействия температуры и скорости газового потока на поверхность топлива.The measures provided for in the prototype really solve the problem of eliminating pressure and draft peaks in conditions of pronounced erosive combustion of fuel (burning with increased speed), since they are aimed at reducing the effects of temperature and gas flow rate on the fuel surface.
Недостатком данной конструкции является то, что она не обеспечивает в полной мере стабильную работу двигателя (без пиков на начальном участке) в условиях увеличенного объемного заполнения, например, в условиях, когда зазоры между зарядом и днищем двигателя принимаются минимальными исходя из обеспечения максимальной тяговооруженности.The disadvantage of this design is that it does not provide fully stable operation of the engine (without peaks in the initial section) in conditions of increased volumetric filling, for example, in conditions where the gaps between the charge and the bottom of the engine are taken to be minimal based on ensuring maximum thrust-weight ratio.
Исследованиями установлено, что при действии на заряд (при старте ракеты) массовых сил, также давления на его передний торец (из-за разности давлений у переднего и заднего торцов), и сил, возникающих от трения движущегося газа о поверхности канала, заряд деформируется, а нависающая часть заряда (нескрепленная с корпусом по боковой части) получает удлинение.Studies have established that when a mass acts on a charge (when a rocket starts), as well as pressure on its front end (due to the pressure difference between the front and rear ends), and the forces arising from the friction of a moving gas on the channel surface, the charge is deformed, and the overhanging part of the charge (loose with the housing on the side) gets elongation.
При этом происходит изменение величины зазоров между элементами внутри двигателя.When this happens, the gap between the elements inside the engine changes.
Недооценка этого явления, особенно в условиях высокого объемного заполнения, может приводить к дестабилизации внутрикамерных процессов, например к резким взмывам (пикам) давления (тяги) при выходе двигателя на режим, являющегося наиболее напряженным моментом в газовой динамике двигателя.Underestimation of this phenomenon, especially in conditions of high volumetric filling, can lead to destabilization of in-chamber processes, for example, to sharp explosions (peaks) of pressure (thrust) when the engine enters a mode that is the most intense moment in the gas dynamics of the engine.
Так, если зазор между зарядом и сопловым днищем назначается минимальным исходя из обеспечения требования по коэффициенту объемного заполнения, и без учета фактора удлинения заряда, в момент старта происходит следующее: заряд удлиняется, при этом зазор "выбирается" и торец заряда упирается в сопловое днище.So, if the gap between the charge and the nozzle bottom is set to be minimal based on meeting the requirements for the volumetric filling factor, and without taking into account the elongation factor of the charge, the following occurs at the time of start: the charge lengthens, the gap "is selected" and the end of the charge abuts the nozzle bottom.
При этом в образовавшейся замкнутой зоне вокруг нависающего незабронированного участка, который успевает воспламениться, возникает давление, радиальная составляющая которого деформирует этот участок, перемещая его в свободное пространство, т.е. в канал, что приводит к нерасчетному перекрытию части сечения канала, результатом чего и является всплеск (пик) давления (тяги) в момент старта.In this case, in the formed closed zone around the overhanging unarmoured section, which has time to ignite, pressure arises, the radial component of which deforms this section, moving it to free space, i.e. into the channel, which leads to an off-design overlap of a part of the channel section, the result of which is a burst (peak) of pressure (thrust) at the time of launch.
При увеличенном зазоре между зарядом и сопловым днищем (превышающем величину удлинения заряда), увеличивается пассивный вес и, соответственно, снижаются энергомассовые характеристики двигателя.With an increased gap between the charge and the nozzle bottom (exceeding the charge elongation), the passive weight increases and, accordingly, the energy-mass characteristics of the engine decrease.
Таким образом, в рассматриваемом двигателе-прототипе не использованы все возможности для реализации в нем высоких энергомассовых характеристик без возникновения пиков давления и тяги.Thus, in the prototype engine under consideration, all the possibilities for the realization of high energy-mass characteristics in it without the occurrence of pressure and traction peaks were not used.
Указанные недостатки двигателя-прототипа снижают функциональную надежность двигателя и ограничивают область его применения.These disadvantages of the prototype engine reduce the functional reliability of the engine and limit its scope.
Общими признаками прототипа и предлагаемого авторами РДТТ является наличие в них корпуса, прочно скрепленного с корпусом заряда твердого топлива с центральным каналом звездообразного сечения, сопла и воспламенителя.The common features of the prototype and proposed by the authors of the solid propellant rocket motor are the presence in them of a body firmly bonded to the body of a charge of solid fuel with a central channel of a star-shaped cross section, nozzle and igniter.
В отличие от прототипа в предлагаемом авторами РДТТ:In contrast to the prototype proposed by the authors of the solid propellant rocket engine:
- канал заряда имеет местное коническое расширение со стороны заднего торца, основание которого совпадает с плоскостью, ограничивающей заряд;- the charge channel has a local conical expansion from the rear end, the base of which coincides with the plane that limits the charge;
- длина конического расширения (Lк) составляет 1,5-2,2 от длины нависающей части заряда (Lн) со стороны заднего торца;- the length of the conical expansion (L to ) is 1.5-2.2 of the length of the overhanging part of the charge (L n ) from the rear end;
- диаметр основания конического расширения (Дк) определен как 1,8-2,2 от диаметра канала (dк).- the diameter of the base of the conical expansion (D to ) is defined as 1.8-2.2 of the diameter of the channel (d to ).
- между торцом заряда и сопловым днищем предусмотрен зазор δ, разный 0,1-0,2 от длины нависающей части заряда.- between the end of the charge and the nozzle bottom there is a gap δ, different from 0.1-0.2 of the length of the overhanging part of the charge.
Технической задачей предлагаемого изобретения является повышение функциональной надежности РДТТ в результате снижения пика давления и тяги в условиях высокого объемного заполнения за счет выбора оптимального соотношения основных конструктивных параметров, влияющих на газодинамический процесс в двигателе.The technical task of the invention is to increase the functional reliability of a solid propellant rocket motor as a result of decreasing the peak pressure and thrust under conditions of high volumetric filling by choosing the optimal ratio of the main structural parameters that affect the gas-dynamic process in the engine.
Технический результат достигается за счет того, что двигатель, содержащий известные признаки: корпус, сопловой блок, воспламенитель и прочно скрепленный с корпусом заряд твердого топлива с центральным каналом звездообразной конструкции и нависающим незабронированным задним торцом, имеет особенность согласно изобретению, которая заключается в следующем:The technical result is achieved due to the fact that an engine containing well-known features: a casing, a nozzle block, an igniter and a solid fuel charge firmly bonded to the casing with a central channel of a star-shaped structure and an overhang unarmoured rear end face has a feature according to the invention, which consists in the following:
- канал заряда имеет со стороны заднего торца местное коническое расширение, основание которого совпадает с плоскостью, ограничивающей заряд;- the charge channel has a local conical expansion from the rear end, the base of which coincides with the plane limiting the charge;
- длина конического расширения составляет 1,5-2,2 от длины нависающей части заряда Lн;- the length of the conical expansion is 1.5-2.2 of the length of the overhanging part of the charge L n ;
- диаметр основания конического расширения определен как 1,8-2,2 от диаметра канала;- the diameter of the base of the conical expansion is defined as 1.8-2.2 of the diameter of the channel;
- между торцом заряда и сопловым днищем предусмотрен зазор, равный 0,1-0,2 от длины нависающей части заряда.- a gap equal to 0.1-0.2 of the length of the overhanging part of the charge is provided between the end of the charge and the nozzle bottom.
Сущность предлагаемого изобретения поясняется чертежами, где на фиг.1 изображен общий вид предлагаемого РДТТ.The essence of the invention is illustrated by drawings, where figure 1 shows a General view of the proposed solid propellant rocket motor.
Двигатель состоит из корпуса 1, заряда 2, соплового блока 3 и воспламенителя 4.The engine consists of a housing 1, a
На фиг.2 показан вариант двигателя, в котором внутренний контур днища сопла и задний торец заряда - конгруэнтные поверхности, располагаемые с зазором δ.Figure 2 shows a variant of the engine in which the inner contour of the bottom of the nozzle and the rear end of the charge are congruent surfaces located with a gap δ.
На фиг.3 показана диаграмма изменения давления и тяги по времени при стендовых испытаниях двигателя, изготовленного без использования мер, предусмотренных настоящим изобретением.Figure 3 shows a graph of pressure and traction over time during bench tests of an engine manufactured without using the measures provided by the present invention.
На фиг.4 показана диаграмма изменения давления и тяги по времени при стендовых испытаниях двигателя, изготовленного с использованием мер, предусмотренных настоящим изобретением.Figure 4 shows a graph of pressure and traction over time during bench tests of an engine manufactured using the measures provided by the present invention.
Предлагаемый РДТТ работает следующим образом.The proposed solid propellant rocket motor works as follows.
При подаче электроимпульса на воспламенитель заряд воспламеняется, и двигатель в доли секунды выходит на режим.When an electric pulse is supplied to the igniter, the charge ignites, and the engine enters the mode in a split second.
При этом консольный участок заряда (нависающая часть заднего торца) под действием возникающих сил получает удлинение.In this case, the cantilever section of the charge (the overhanging part of the rear end) under the action of the arising forces receives elongation.
Поскольку зазор между торцом заряда и сопловым днищем, принимаемый из условия обеспечения максимальных энергомассовых характеристик, меньше по величине, чем удлинение заряда, то при выходе двигателя на режим этот зазор "выбирается" и заряд упирается торцом в днище сопла.Since the gap between the end of the charge and the nozzle bottom, taken from the condition of ensuring maximum energy-mass characteristics, is smaller than the extension of the charge, when the engine enters the mode, this gap is "selected" and the charge abuts against the end of the nozzle.
Пространство вокруг нависающего торца оказывается замкнутым и в нем возникает давление, радиальная составляющая которого деформирует нависающий торец в свободное пространство по направлению к центру канала.The space around the overhanging end face is closed and there is pressure in it, the radial component of which deforms the overhanging end face into the free space towards the center of the channel.
Коническое расширение заданных размеров, выполненное в заряде со стороны заднего торца, во взаимодействии с принятым зазором δ между зарядом и сопловым днищем решает задачу по снижению пиков давления, тяги, поскольку такое устройство заряда выполняет роль компенсатора, позволяющее локализовать в конической полости сдеформированную нависающую часть заряда, не занимая при этом пространство канала.The conical expansion of a given size, made in the charge from the rear end side, in interaction with the accepted gap δ between the charge and the nozzle bottom, solves the problem of decreasing pressure peaks and thrusts, since such a charge device acts as a compensator, which allows localizing the deformed overhanging part of the charge in the conical cavity without taking up channel space.
При уменьшении длины конического участка менее 1,5 от длины нависающей части заряда Lн и уменьшении диаметра основания конического участка менее 2,2 от диаметра канала возникает сужение канала.With a decrease in the length of the conical section of less than 1.5 from the length of the overhanging part of the charge L n and a decrease in the diameter of the base of the conical section of less than 2.2 from the diameter of the channel, a narrowing of the channel occurs.
При длине конического участка более 2,2 от длины нависающей части заряда Lн и диаметра основания конического участка более 2,2 от диаметра канала снижается коэффициент заполнения.When the length of the conical section is more than 2.2 of the length of the overhanging part of the charge L n and the base diameter of the conical section is more than 2.2 of the channel diameter, the fill factor decreases.
При уменьшении величины зазора δ между зарядом и сопловым днищем менее 0,1 от длины нависающей части заряда возникает радиальное давление, которое деформирует нависающий торец так, что возникает сужение канала.With a decrease in the gap δ between the charge and the nozzle bottom less than 0.1 of the length of the overhanging part of the charge, a radial pressure arises, which deforms the overhanging end so that a narrowing of the channel occurs.
При увеличении зазора более 0,2 от длины нависающей части заряда увеличивается свободный объем камеры двигателя, что сводит на нет возможность достижения высокого коэффициента объемного заполнения.With an increase in the gap of more than 0.2 from the length of the overhanging part of the charge, the free volume of the engine chamber increases, which negates the possibility of achieving a high volumetric filling coefficient.
Выполнение РДТТ в соответствии с предлагаемым изобретением позволило обеспечить высокие энергомассовые характеристики двигателя, поскольку и размеры зазора δ и размеры конического расширения в заряде минимизированы исходя из реализации максимального коэффициента объемного заполнения.The implementation of the solid propellant rocket motor in accordance with the invention made it possible to ensure high energy-mass characteristics of the engine, since both the gap dimensions δ and the dimensions of the conical expansion in the charge are minimized based on the implementation of the maximum volumetric filling coefficient.
Изобретение может быть использовано при разработке РДТТ с высоким коэффициентом объемного заполнения.The invention can be used in the development of solid propellant rocket motors with a high coefficient of volumetric filling.
Указанный положительный эффект подтвержден огневыми стендовыми испытаниями опытных образцов, выполненных в соответствии с предлагаемым изобретением.The specified positive effect is confirmed by fire bench tests of prototypes made in accordance with the invention.
На фиг.3 и фиг.4 представлены изменения во времени диаграммы давления и тяги при стендовых испытаниях двигателей, изготовленных, соответственно, без мер, предусмотренных предлагаемым изобретением и с мерами по предлагаемому изобретению. Как видно из фиг.4, на диаграммах изменения давления и тяги пики этих параметров практически отсутствуют.Figure 3 and figure 4 presents the time changes of the pressure and traction diagrams during bench tests of engines manufactured, respectively, without measures provided by the invention and with measures according to the invention. As can be seen from figure 4, in the diagrams of pressure and draft changes, peaks of these parameters are practically absent.
В настоящее время разработана конструкторская документация на двигатель и проведена опытная отработка.Currently, design documentation for the engine has been developed and pilot testing has been carried out.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2006123156/06A RU2317433C1 (en) | 2006-06-29 | 2006-06-29 | Solid-propellant rocket engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2006123156/06A RU2317433C1 (en) | 2006-06-29 | 2006-06-29 | Solid-propellant rocket engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2317433C1 true RU2317433C1 (en) | 2008-02-20 |
Family
ID=39267253
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2006123156/06A RU2317433C1 (en) | 2006-06-29 | 2006-06-29 | Solid-propellant rocket engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2317433C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2635427C1 (en) * | 2016-08-09 | 2017-11-13 | Акционерное общество "Федеральный научно-производственный центр "Алтай" | Solid-propellant rocket engine |
| RU2808186C1 (en) * | 2023-01-17 | 2023-11-24 | Акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (АО "Корпорация "МИТ") | Solid-fuel ramjet engine and method for controlling thrust of a solid-fuel ramjet engine |
-
2006
- 2006-06-29 RU RU2006123156/06A patent/RU2317433C1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2635427C1 (en) * | 2016-08-09 | 2017-11-13 | Акционерное общество "Федеральный научно-производственный центр "Алтай" | Solid-propellant rocket engine |
| RU2808186C1 (en) * | 2023-01-17 | 2023-11-24 | Акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (АО "Корпорация "МИТ") | Solid-fuel ramjet engine and method for controlling thrust of a solid-fuel ramjet engine |
| RU2808186C9 (en) * | 2023-01-17 | 2024-03-11 | Акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (АО "Корпорация "МИТ") | Solid-fuel ramjet engine and method for controlling thrust of a solid-fuel ramjet engine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5491973A (en) | Self-actuating control for rocket motor nozzle | |
| RU2326260C2 (en) | Charge molded within solid-fuel rocket engine case | |
| RU2317433C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2461728C2 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2383764C1 (en) | Solid propellant rocket engine | |
| JPH024197A (en) | Gun device using liquefied gunpowder | |
| RU2298110C2 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2783054C1 (en) | Dual-mode solid propellant rocket engine | |
| RU2604772C1 (en) | Pulsed solid-fuel engine | |
| RU2313685C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2351788C1 (en) | Guided missile solid-propellant rocket engine, solid propellant igniter and rocket engine nozzle assembly | |
| RU2675983C1 (en) | Cumulative-high-explosive charge engine | |
| RU2229617C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2145674C1 (en) | Solid propellant charge | |
| RU2569989C1 (en) | Solid fuel rocket engine | |
| RU2248458C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2727116C1 (en) | Solid fuel rocket engine | |
| RU2743670C1 (en) | Rocket engine of solid fuel with two modes of consumption of combustion products | |
| RU2150599C1 (en) | Solid-propellant charge | |
| RU2125175C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| FR2583157A1 (en) | IGNITER FOR GAS GENERATOR CHARGERS OF OBUS | |
| RU2247252C2 (en) | Charge of solid propellant for rockets | |
| RU2152529C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2251628C1 (en) | Solid-propellant impulse rocket engine | |
| RU2344309C1 (en) | Solid-propellant rocket engine |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20180630 |