FR2466627A1 - Solid-fuelled rocket anti-popping outlet - has constant-section passage between space round fuel and combustion chamber - Google Patents
Solid-fuelled rocket anti-popping outlet - has constant-section passage between space round fuel and combustion chamber Download PDFInfo
- Publication number
- FR2466627A1 FR2466627A1 FR7924867A FR7924867A FR2466627A1 FR 2466627 A1 FR2466627 A1 FR 2466627A1 FR 7924867 A FR7924867 A FR 7924867A FR 7924867 A FR7924867 A FR 7924867A FR 2466627 A1 FR2466627 A1 FR 2466627A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- propellant
- block
- combustion chamber
- separation
- passage
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/08—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants
- F02K9/32—Constructional parts; Details not otherwise provided for
- F02K9/36—Propellant charge supports
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Portable Nailing Machines And Staplers (AREA)
Abstract
Description
La présente invention concerne un dispositif anti-clappement pour propulseur a propergol solide. The present invention relates to an anti-clapper device for a solid propellant propellant.
Les blocs de propergol solide pour propulseurs sont sollicités par des efforts et déformations mécaniques, notamment des allongements, lors des phases de fabrication, de stockage et de fonctionnement. The solid propellant blocks for propellants are stressed by mechanical forces and deformations, in particular elongations, during the manufacturing, storage and operating phases.
Afin de préserver l'intégrité du propulseur, il est recommandé de ménager des zones libres de séparation ou 'décollements" entre le bloc de propergol et la structure voisine du propulseur. In order to preserve the integrity of the propellant, it is recommended to provide free areas of separation or "detachments" between the propellant block and the structure adjacent to the propellant.
Les décollements occupent généralement tout ou partie des zones de fond où ils constituent une cavité de forme de révolution communiquant avec la cavité interne du propulseur qui joue le rôle de chambre de combustion. The detachments generally occupy all or part of the bottom zones where they constitute a cavity in the form of a revolution communicating with the internal cavity of the propellant which plays the role of combustion chamber.
Le volume occupé par les décollements est variable en fonction de la position du propulseur,de-conditions d'état (notamment pression et température) et des efforts agissant sur le propulseur (accélération, pression interne,...). I1 peut même arriver qu'un ou plusieurs décollements soient fermés par suite par exemple d'un stockage prolongé, d'un champ d'accélérations, d'une pression interne s'exerçant sur le fond, d'une adhérence imprévue des faces en regard du décollement,.. The volume occupied by the separations is variable as a function of the position of the propellant, of the condition conditions (in particular pressure and temperature) and of the forces acting on the propellant (acceleration, internal pressure, etc.). It may even happen that one or more detachments are closed as a result for example of prolonged storage, of an accelerating field, of internal pressure acting on the bottom, of unforeseen adhesion of the faces in peeling look, ..
Au moment de l'allumage du propulseur, tant qu'un décollement reste fermé, l'effort qui s'exerce le long des surfaces en contact du bloc de propergol et de la structure voisine du propulseur est inférieur à la pression interne du propulseur. I1 arrive un moment, au cours de l'allumage, où le champ de forces s'exerçant sur le fond du propulseur provoque l'ouverture-du décollé- ment.Comme illustré par la figure 1, la contrainte c s'exerçant dans un point donné du décollement fermé reste inférieure a la pression E dans la chambre de combus tion jusqu'à l'instant to d'ouverture du décollement où la courbe de variation en fonction du temps de la contrainte c rejoint celle de la pression E. Ce saut de pression provoque une variation brusque de l'effort exercé sur le bloc de propergol tout le long du decolle- ment qui s'est ouvert. Le choc ainsi produit peut avoir une intensité élevée et mettre en danger la tenue des différents équipements véhiculés par le propulseur.Ce phénomène observé en vol sur des gros propulseurs est appelé "clappement"(ou "popping" dans la littérature de langue anglaise). When the propellant is ignited, as long as a separation remains closed, the force exerted along the surfaces in contact with the propellant block and the neighboring structure of the propellant is less than the internal pressure of the propellant. There comes a moment, during ignition, when the force field exerted on the bottom of the propellant causes the opening of the separation. As illustrated in FIG. 1, the stress c exerted in a given point of the closed detachment remains below the pressure E in the combustion chamber until the instant to open the detachment where the variation curve as a function of time of the stress c meets that of the pressure E. This pressure jump causes a sudden variation in the force exerted on the propellant block throughout the separation which has opened. The shock thus produced can have a high intensity and endanger the behavior of the various equipment carried by the propellant. This phenomenon observed in flight on large propellants is called "clapping" (or "popping" in English literature).
Pour prévenir le phénomène de "clappement", il a été proposé de diminuer la surface des décollements, ce qui réduit d'autant la surface soumise à un éventuel saut de pression. Toutefois, ceci se fait au détriment de la sécurité recherchée par la présence des décollements et un compromis doit alors être trouvé entre les sollicitations tolérées du bloc de propergol et de la structure voisine du propulseur, d'une part-, et l'intensité d'un clappement éventuel, d'autre part. To prevent the phenomenon of "clapping", it has been proposed to reduce the surface of the detachments, which correspondingly reduces the surface subjected to a possible pressure jump. However, this is done to the detriment of the security sought by the presence of detachments and a compromise must then be found between the tolerances stressed by the propellant block and the neighboring structure of the propellant, on the one hand, and the intensity d 'a possible clapping, on the other hand.
Il a aussi été proposé de disposer un filet entre le bloc de propergol et la protection thermique formant la partie de la structure du fond du propulseur voisine du bloc de propergol. Le filet a pour but d'empêcher la fermeture étanche des décollements de la zone de fond. Cette solution permet de diminuer environ de moitié l'intensité des sauts transitoires de pression dans le cas dlun décollement fermé. Toutefois, la méconnaissance actuelle de l'influence du vieillissement sur la fonction remplie par le filet ne permet pas de garantir la fiabilité de-cette solution. It has also been proposed to have a net between the propellant block and the thermal protection forming the part of the bottom structure of the propellant adjacent to the propellant block. The purpose of the net is to prevent the sealing of the separations from the bottom zone. This solution makes it possible to reduce approximately half the intensity of the transient jumps of pressure in the case of a closed separation. However, the current ignorance of the influence of aging on the function fulfilled by the net does not guarantee the reliability of this solution.
Aussi, l'invention a-t-elle pour but de fournir un dispositif anti-clappement fiable et simple,disposé entre le bloc de propergol et la protection thermique au fond du propulseur de manière à permettre au moment de l'allumage un équilibrage des pressions dans la chambre de combustion et dans les décollements sans phénomènes transitoires à caractbre brusque et dangereux. Also, the invention aims to provide a reliable and simple anti-clapper device, disposed between the propellant block and the thermal protection at the bottom of the propellant so as to allow the ignition to balance the pressures in the combustion chamber and in the detachments without transient phenomena of an abrupt and dangerous nature.
Ce but est atteint par un dispositif comportant, conformément à l'invention, des éléments liés au bloc de propergol et à la structure de fond du propulseur et définissant au moins un passage qui fait communiquer le décollement avec la chambre de combustion et dont la section reste sensiblement constante lors de mouvementsde fermeture-ou d'ouverture du décollement produits par un déplacement relatif entre le bloc de propergol et la structure de fond du propulseur. This object is achieved by a device comprising, in accordance with the invention, elements linked to the propellant block and to the bottom structure of the propellant and defining at least one passage which communicates the separation with the combustion chamber and the cross section of which remains substantially constant during movements of closing or opening of the separation produced by a relative displacement between the propellant block and the bottom structure of the propellant.
Même dans le cas d'un décollement fermé, il existe donc une communication avec une section de passage déterminée permettant l'équilibrage des pressions entre la chambre de combustion et le décollement. Cet équilibrage se fait sans retard dans le cas de variations lentes de pression, par exemple lors du montage et du stockage du propulseur. Lors de mises en pression rapides de la chambre de combustion, la montée en pression dans le décollement se fait progressivement. En choisissant convenablement la section de passage, on peut déterminer une loi pour cette montée en pression limitant la sollicitation mécanique du bloc de propergol à des valeurs très supportables. Even in the case of a closed detachment, there is therefore a communication with a determined passage section allowing the pressures to be balanced between the combustion chamber and the detachment. This balancing is done without delay in the case of slow pressure variations, for example during mounting and storage of the propellant. During rapid pressurization of the combustion chamber, the pressure build-up in the separation takes place gradually. By choosing the passage section appropriately, one can determine a law for this rise in pressure limiting the mechanical stress of the propellant block to very bearable values.
Selon un premier mode de réalisation, le dispositif conforme à l'invention comporte au moins deux éléments liés respectivement au bloc de propergol et à la structure de fond du propulseur, et, dans ce cas, le ou chaque passage est délimité par des surfaces en regard de ces deux éléments espacées l'une de l'autre èt s'étendant sensiblement parallèlement à la direction du déplacement relatif entre le bloc de propergol et de structure de fond du propulseur, lors d'une fermeture ou ouver ture du décollement. According to a first embodiment, the device according to the invention comprises at least two elements linked respectively to the propellant block and to the bottom structure of the propellant, and, in this case, the or each passage is delimited by surfaces in look of these two elements spaced from each other and extending substantially parallel to the direction of the relative movement between the propellant block and the propellant bottom structure, during a closure or opening of the separation.
Les surfaces délimitant le passage sont alors de préférence des surfaces annulaires coaxiales avec le propulseur et ayant une forme cylindrique à section cir culairé,ou tronconique,selon que le déplacement relatif entre le bloc de propergol et la structure du propulseur est axial ou non. The surfaces delimiting the passage are then preferably annular surfaces coaxial with the propellant and having a cylindrical shape with circular section, or frustoconical, depending on whether the relative displacement between the propellant block and the structure of the propellant is axial or not.
Selon un autre mode de réalisation, le dispositif conforme à l'invention comporte une cloison défor-mable liée de façon étanche au bloc de propergol et à la structure de fond du propulseur et des conduits rigides traversant cette cloison. La cloison déformable forme par exemple un soufflet. According to another embodiment, the device according to the invention comprises a deformable partition linked in a sealed manner to the propellant block and to the bottom structure of the propellant and of the rigid conduits passing through this partition. The deformable partition forms for example a bellows.
D'autres particularités et avantages du dispositif anti-clappement conforme à l'invention ressortiront à la lecture de la description faite ci-après, à titre indicatif mais non limitatif. Other features and advantages of the anti-clapper device according to the invention will emerge on reading the description given below, by way of indication but not limitation.
On se référera aux dessins annexés sur les quels
- la figure l,déjà décrite, est une courbe illustrant les variations en fonction du temps de la pression dans la chambre de combustion et de la contrainte dans un décollement pour un propulseur dans lequel se produit un clappement;
- les figures 2a et 2b illustrent une demicoupe longitudinale partielle d'un propulseur muni d'un dispositif anti-clappement conforme à l'invention, avec décollement ouvert dans le cas de la figure 2a et fermé dans le cas de la figure 2b.Reference is made to the accompanying drawings on which
FIG. 1, already described, is a curve illustrating the variations as a function of time of the pressure in the combustion chamber and of the stress in a separation for a propellant in which a clapping occurs;
- Figures 2a and 2b illustrate a partial longitudinal half-cut of a propellant provided with an anti-clapper device according to the invention, with open separation in the case of Figure 2a and closed in the case of Figure 2b.
- la figure 3 illustre en demi-coupe longitudinale partielle un autre mode de réalisation d'un dispositif conforme à l'invention,
- la figure-4 illustre en demi-coupe longitudinale partielle encore un autre mode de réalisation d'un dispositif conforme à l'invention, et
- la figure 5 est une vue partielle en coupe suivant la ligne V-V de la figure 4.FIG. 3 illustrates in partial longitudinal half-section another embodiment of a device according to the invention,
FIG. 4 illustrates in partial longitudinal half-section yet another embodiment of a device according to the invention, and
FIG. 5 is a partial view in section along the line VV in FIG. 4.
Sur les figures 2a et 2b, on a schématiquement représenté un propulseur 10 à propergol solide du type à tuyère intégrée. Le propulseur 10 contient un bloc 11 de propergol solide avec une chambre de combustion 12. In FIGS. 2a and 2b, a thruster 10 with solid propellant of the type with integrated nozzle has been schematically represented. The propellant 10 contains a block 11 of solid propellant with a combustion chamber 12.
Un décollement 13 est formé entre le bloc de propergol solide 11 et une protection thermique 14 de la structure de fond du propulseur. Plus préciseent, du côté du bloc 11, le déaollement est délimité par une peau 15 décollée du revêtement thermique et adhérant au bloc 11 pour interdire la comf bustion du propergol dans la cavité du décollement 13. A separation 13 is formed between the solid propellant block 11 and a thermal protection 14 of the bottom structure of the propellant. More precisely, on the side of block 11, the separation is delimited by a skin 15 detached from the thermal coating and adhering to block 11 to prevent the comf bustion of the propellant in the separation cavity 13.
La protection thermique 14 recouvre la structure filamentaire 16 du fond du propulseur dont l'ouverture arrière est r e n f o r c é e par une embase 17. The thermal protection 14 covers the filamentary structure 16 of the bottom of the propellant, the rear opening of which is re n f o r ced by a base 17.
L'embase 17 a une p a r t i e 17a logée entre la protection thermique 14 et une couche d'élastomère 18 interposée entre cette partie et la paroi interne du fond 15 du propulseur. Sur l'embase 17 est monté le cône 19 dit "d'immersion" qui sert à la fixation de la tuyère. Une protection thermique 20 entoure le cône 19 du côté intérieur au propulseur.The base 17 has a part 17a housed between the thermal protection 14 and an elastomer layer 18 interposed between this part and the internal wall of the bottom 15 of the propellant. On the base 17 is mounted the cone 19 called "immersion" which is used to fix the nozzle. A thermal protection 20 surrounds the cone 19 on the inside of the propellant.
Conformément à l'invention, un passage 21 est ménagé entre le décollement 13 et une cavité 22 de la chambre de combustion. Le passage 21 est de forme annulaire et est délimité par deux surfaces cylindriques à sections circulaires 23 et 24 de même axe A que le propulseur. According to the invention, a passage 21 is formed between the detachment 13 and a cavity 22 of the combustion chamber. The passage 21 is of annular shape and is delimited by two cylindrical surfaces with circular sections 23 and 24 of the same axis A as the propellant.
La surface 23 est la face extérieure d'un anneau 25 réalisé dans le même matériau que les protections thermiques 14 et 20 et immobilisé entre celles-ci. The surface 23 is the outer face of a ring 25 made of the same material as the thermal protections 14 and 20 and immobilized therebetween.
La peau décollée 15 solidaire de la protection thermique 14 recouvre toute la partie inférieure du bloc 11 bordant le décollement 13. Cette peau se prolonge vers l'axe du propulseur par une portion annulaire cylindrique 26 qui fait face à l'anneau 25 et dont la face externe constitue la surface 24, et sé termine par une portion annulaire radiale 27 qui r e c o u v r e le bord intérieur de la paroi du bloc 11 .Lorsque le décollement 13 initialement ouvert (figure 2a) vient à se fermer (figure 2b), ceci se produit par un déplacement relatif du bloc 11 et de la structure de fond du propulseur. Ce déplacement se fait en direction axiale, parallèlement aux surfaces 23 et 24. Ainsi, lorsque le décollement 13 est fermé, le passage 21 reste ouvert avec la section de passage inchangée. The detached skin 15 secured to the thermal protection 14 covers the entire lower part of the block 11 bordering the separation 13. This skin is extended towards the axis of the propellant by a cylindrical annular portion 26 which faces the ring 25 and whose external face constitutes the surface 24, and ends in a radial annular portion 27 which covers the internal edge of the wall of the block 11. When the separation 13 initially open (FIG. 2a) comes to close (FIG. 2b), this occurs by a relative displacement of the block 11 and the bottom structure of the propellant. This movement takes place in the axial direction, parallel to the surfaces 23 and 24. Thus, when the separation 13 is closed, the passage 21 remains open with the passage section unchanged.
Lorsque le décollement 13 étant fermé, la pression dans la chambre de combustion augmente brusquement à la mise en fonctionnement du propulseur, un écoulement s'établit dans le passage 21 et provoque l'augmentation de la pression dans le décollement 13. When the separation 13 is closed, the pressure in the combustion chamber suddenly increases when the propellant is put into operation, a flow is established in the passage 21 and causes the pressure in the separation 13 to increase.
Le déplacement de la structure de fond du propulseur est tel que l'anneau 25 se déplace parallèlement à l'axe du propulseur. Comme la déformation du bloc de propergol lors de la phase d'allumage est telle que la zone annulaire 26 se déplace dans la même direction, il est clair que la section de passage à travers le passage 21 reste inchangée. Cette section de passage entre les surfaces 23 et 24 détermine le débit de remplissage du décollement 13 et doit être convenablement choisie pour limiter les contraintes exercées sur le bloc 11 à l'ouverture du décollement.The displacement of the bottom structure of the propellant is such that the ring 25 moves parallel to the axis of the propellant. As the deformation of the propellant block during the ignition phase is such that the annular zone 26 moves in the same direction, it is clear that the section of passage through passage 21 remains unchanged. This passage section between the surfaces 23 and 24 determines the filling rate of the separation 13 and must be suitably chosen to limit the stresses exerted on the block 11 at the opening of the separation.
Ainsi, la section d'entrée dans le passage 21 est calculée pour assurer un remplissage du volume du décollement 13 en un temps, relativement court, par exemple environ 10 ms pour permettre -un équilibrage des pressions rapide mais non brutal ,connaissant la différence entre la pression à établir dans le décollement et celle y règnant préalablement et sachant que l'êcou- lement dans le passage 21 est supercritique, avec, donc une vitesse en sortie de ce passage qui atteint celle du son. Thus, the entry section in the passage 21 is calculated to ensure that the volume of the detachment 13 is filled in a relatively short time, for example around 10 ms to allow a rapid but not abrupt pressure balancing, knowing the difference between the pressure to be established in the separation and that prevailing therein and knowing that the flow in the passage 21 is supercritical, with, therefore, a speed at the exit of this passage which reaches that of the sound.
La figure 3 illustre un autre mode de réalisation du dispositif conforme à l'invention pour un propulseur 30 à tuyère intégrée. FIG. 3 illustrates another embodiment of the device according to the invention for a thruster 30 with integrated nozzle.
Un décollement 33 (fermé sur la figure 3) est ménagé entre un bloc 31 de propergol solide et une protection thermique 34 de la structure de fond du propulseur. Le décollement est bordé, du coté du bloc 31, par une peau 35 adhérant à ce bloc. A separation 33 (closed in FIG. 3) is formed between a block 31 of solid propellant and a thermal protection 34 of the bottom structure of the propellant. The detachment is bordered, on the side of the block 31, by a skin 35 adhering to this block.
La structure de fond du propulseur 30 est analogue à celle du propulseur 10 des figures 2a et 2b. The bottom structure of the propellant 30 is similar to that of the propellant 10 of FIGS. 2a and 2b.
La structure filamentaire 36 au fond du propulseur recouverte par la protection thermique 34 présente une ouverture axiale pour le logement d'une embase 37 servant au montage du cône d'immersion 39. Une protection thermique 40 recouvre le cone 39 du côté de la chambre de combustion 32 du propulseur. The filamentary structure 36 at the bottom of the propellant covered by the thermal protection 34 has an axial opening for housing a base 37 used for mounting the immersion cone 39. A thermal protection 40 covers the cone 39 on the side of the combustion 32 of the propellant.
Le décollement 33 communique avec une cavité 42 de la chambre 32 à travers un passage 41 délimité par deux surfaces tronconiques parallèles 43 et 44 de même axe que le propulseur.The detachment 33 communicates with a cavity 42 of the chamber 32 through a passage 41 delimited by two parallel frustoconical surfaces 43 and 44 of the same axis as the propellant.
La surface 43 est la face extérieure d'un élément annulaire tronconique 45 fixé sur la face périphérique tronconique du revêtement de protection 40 par l'intermédiaire d'un support déformable 48. The surface 43 is the outer face of a frustoconical annular element 45 fixed to the frustoconical peripheral face of the protective covering 40 by means of a deformable support 48.
La peau 35 s e p r o 1 o n g e, au-delà du bord intérieur 31a du bloc 31, par une partie tronconique 35a qui fait face à la protection 40 et qui recouvre une zone bordant intérieurement l'ouverture formée dans le fond du bloc 31. La surface 44 est la face intérieure d'un élément annulaire tronconique 46 qui est fixé sur la partie 35a de la peau 35. The skin 35 sepro 1 onge, beyond the inner edge 31a of the block 31, by a frustoconical part 35a which faces the protection 40 and which covers an area internally bordering the opening formed in the bottom of the block 31. The surface 44 is the inner face of a frustoconical annular element 46 which is fixed to the part 35a of the skin 35.
Des plots ou entretoises 49 maintiennent un écartement déterminé entre les éléments 45 et 46. Plots or spacers 49 maintain a determined spacing between the elements 45 and 46.
Lors de l'allumage, le déplacement de la structure de fond du propulseur se fait parallèlement à l'axe mais la déformation du bloc de propergol est telle que son bord inférieur intérieur 31a se déplace, vu en coupe longitudinale, suivant un arc de cercle
F (figure 3) dont la tangente, au niveau du passage 41 est sensiblement parallèle aux surfaces 43 et 44. Lors de l'ouverture du décollement, la surface 44 se déplace donc très approximativement parallèlement à elle-même, de même que la surface 43 à laquelle elle est liée par les plots 49. La compatibilité des déplacements en directions différentes de la structure de fond du propulseur et du bloc de propergol est assurée par la capacité de déformation de la pièce support 48.Celle-ci est constituée par exemple par un élément annulaire tronconique en caoutchouc mousse entouré de caoutchouc dur et renforcé du côté du passage 41 par une couche de métal ou clinquant, obtenue par pulvérisation ou projection de métal.During ignition, the displacement of the bottom structure of the propellant is parallel to the axis but the deformation of the propellant block is such that its inner lower edge 31a moves, seen in longitudinal section, in an arc
F (FIG. 3) whose tangent, at the level of the passage 41 is substantially parallel to the surfaces 43 and 44. When the separation opens, the surface 44 therefore moves very approximately parallel to itself, as does the surface 43 to which it is linked by the studs 49. The compatibility of the displacements in different directions of the bottom structure of the propellant and of the propellant block is ensured by the capacity of deformation of the support part 48. This is constituted for example by a frustoconical annular element in foam rubber surrounded by hard rubber and reinforced on the side of the passage 41 by a layer of metal or tinsel, obtained by spraying or projection of metal.
Le fonctionnement du dispositif anti-clappement de la figure 3 est analogue à celui des figures 2a et 2b, l'équilibrage des pressions entre la chambre de combustion et le décollement se produisant par écoulement à travers le passage 41 de section constante prédéterminée. The operation of the anti-clapper device of FIG. 3 is similar to that of FIGS. 2a and 2b, the balancing of the pressures between the combustion chamber and the separation occurring by flow through the passage 41 of predetermined constant section.
Un autre mode de réalisation du dispositif conforme à l'invention est illustré partiellement par les figures 4 et 5. Another embodiment of the device according to the invention is partially illustrated by FIGS. 4 and 5.
Sur ces figures, on a simplement représenté un bloc de propergol 51 séparé de la structure de fond d'un propulseur 50 par un décollement 53 délimité, du côté du fond 56, par la protection thermique 54 de ce fond et, du côté du bloc 51, par une peau 55 adhérant à la face inférieure de celui-ci. In these figures, there is simply shown a propellant block 51 separated from the bottom structure of a propellant 50 by a separation 53 delimited, on the side of the bottom 56, by the thermal protection 54 of this bottom and, on the side of the block 51, by a skin 55 adhering to the underside thereof.
Une cloison souple 63 sépare le décollement 53 (ouvert sur les figures 4,5) de la chambre de combustion 52. Cette cloison a une forme de soufflet en caoutchouc mécanique comportant une texture de renfort 64 et dont les deux parties 65 et 66 adherent, d'une part, entre elles et, d'autre part, respectivement à la protection 54 et à la peau 55. A flexible partition 63 separates the separation 53 (open in FIGS. 4.5) from the combustion chamber 52. This partition has the shape of a mechanical rubber bellows comprising a reinforcing texture 64 and of which the two parts 65 and 66 adhere, on the one hand, between them and, on the other hand, respectively to the protection 54 and to the skin 55.
La cloison 63 est traversée de tuyaux rigides 61 dont le nombre et les dimensions déterminent la section de passage de la communication qu'ils établissent entre le décollement 53 et la chambre de combustion 52. The partition 63 is crossed by rigid pipes 61 the number and dimensions of which determine the cross-section of the communication that they establish between the separation 53 and the combustion chamber 52.
Comme on peut le voir sur la figure 5, du côté de la chambre de combustion, les tuyaux 61 sont coudés et s'ouvrent vers l'avant du propulseur sensiblement parallèlement à l'axe de celui-ci. Une partie des gaz produits lors de l'allumage et expulsés vers 1 'ar- rière pénètre ainsi directement dans les tuyaux 61 afin de provoquer l'ouverture du décollement 53 au cas où celui-ci serait fermé. As can be seen in Figure 5, on the side of the combustion chamber, the pipes 61 are bent and open towards the front of the propellant substantially parallel to the axis thereof. A part of the gases produced during ignition and expelled towards the rear thus penetrates directly into the pipes 61 in order to cause the opening of the separation 53 in the event that it is closed.
Bien entendu diverses modifications et adjonctions pourront être apportées aux modes de réalisation décrits plus haut d'un dispositif anti-clappement conforme à l'invention sans pour cela sortir du cadre de protection défini par les revendications annexées. Of course various modifications and additions may be made to the embodiments described above of an anti-clapper device according to the invention without thereby departing from the protective framework defined by the appended claims.
Claims (9)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR7924867A FR2466627A1 (en) | 1979-10-05 | 1979-10-05 | Solid-fuelled rocket anti-popping outlet - has constant-section passage between space round fuel and combustion chamber |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR7924867A FR2466627A1 (en) | 1979-10-05 | 1979-10-05 | Solid-fuelled rocket anti-popping outlet - has constant-section passage between space round fuel and combustion chamber |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2466627A1 true FR2466627A1 (en) | 1981-04-10 |
| FR2466627B1 FR2466627B1 (en) | 1983-08-19 |
Family
ID=9230374
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR7924867A Granted FR2466627A1 (en) | 1979-10-05 | 1979-10-05 | Solid-fuelled rocket anti-popping outlet - has constant-section passage between space round fuel and combustion chamber |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| FR (1) | FR2466627A1 (en) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2591281A1 (en) * | 1985-12-05 | 1987-06-12 | Europ Propulsion | INTERNAL ANTI-CLAPPING ARRANGEMENT FOR A POWDER PROPELLER AND METHOD OF MANUFACTURING THE SAME |
| RU2446307C1 (en) * | 2010-10-21 | 2012-03-27 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Adjustable solid-propellant rocket engine |
| RU2459101C1 (en) * | 2011-02-21 | 2012-08-20 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Solid-propellant rocket engine housing, and case-bonded charge |
| RU2498101C2 (en) * | 2011-12-05 | 2013-11-10 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Loaded case of solid propellant rocket engine |
| RU2635171C1 (en) * | 2016-12-06 | 2017-11-09 | Публичное акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Solid-propellant rocket engine body |
| IT201700115681A1 (en) * | 2017-10-13 | 2019-04-13 | Avio Spa | TEST PROCEDURE TO TEST A ENGINE WITH A SOLID PROPELLENT AND A SOLID PROPELLENT ENGINE TO IMPLEMENT THIS PROCEDURE |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2733568A (en) * | 1956-02-07 | Solid propellant jet reaction motor | ||
| US2957309A (en) * | 1957-07-22 | 1960-10-25 | Phillips Petroleum Co | Rocket motor |
| US3616646A (en) * | 1970-03-24 | 1971-11-02 | Us Air Force | Forward or aft stress relief for a case bonded solid propellant |
| FR2248416A1 (en) * | 1973-10-17 | 1975-05-16 | Nippon Oils & Fats Co Ltd | |
| US3919841A (en) * | 1974-07-05 | 1975-11-18 | Us Navy | Rocket motor apparatus |
-
1979
- 1979-10-05 FR FR7924867A patent/FR2466627A1/en active Granted
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2733568A (en) * | 1956-02-07 | Solid propellant jet reaction motor | ||
| US2957309A (en) * | 1957-07-22 | 1960-10-25 | Phillips Petroleum Co | Rocket motor |
| US3616646A (en) * | 1970-03-24 | 1971-11-02 | Us Air Force | Forward or aft stress relief for a case bonded solid propellant |
| FR2248416A1 (en) * | 1973-10-17 | 1975-05-16 | Nippon Oils & Fats Co Ltd | |
| US3919841A (en) * | 1974-07-05 | 1975-11-18 | Us Navy | Rocket motor apparatus |
Cited By (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2591281A1 (en) * | 1985-12-05 | 1987-06-12 | Europ Propulsion | INTERNAL ANTI-CLAPPING ARRANGEMENT FOR A POWDER PROPELLER AND METHOD OF MANUFACTURING THE SAME |
| EP0226499A1 (en) * | 1985-12-05 | 1987-06-24 | Societe Europeenne De Propulsion | Internal stress relief arrangement for a solid-propulsion device, and method for its manufacture |
| US4803038A (en) * | 1985-12-05 | 1989-02-07 | Societe Europeenne De Propulsion | Internal anti-popping assembly for solid propellant rocket motor and its manufacturing process |
| US4823548A (en) * | 1985-12-05 | 1989-04-25 | Societe Europeenne De Propulsion | Internal anti-popping assembly for solid propellant rocket motor |
| RU2446307C1 (en) * | 2010-10-21 | 2012-03-27 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Adjustable solid-propellant rocket engine |
| RU2459101C1 (en) * | 2011-02-21 | 2012-08-20 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Solid-propellant rocket engine housing, and case-bonded charge |
| RU2498101C2 (en) * | 2011-12-05 | 2013-11-10 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Loaded case of solid propellant rocket engine |
| RU2635171C1 (en) * | 2016-12-06 | 2017-11-09 | Публичное акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Solid-propellant rocket engine body |
| IT201700115681A1 (en) * | 2017-10-13 | 2019-04-13 | Avio Spa | TEST PROCEDURE TO TEST A ENGINE WITH A SOLID PROPELLENT AND A SOLID PROPELLENT ENGINE TO IMPLEMENT THIS PROCEDURE |
| WO2019073437A1 (en) * | 2017-10-13 | 2019-04-18 | Avio S.P.A. | Test method for testing a solid-propellant rocket engine, solid-propellant rocket engine and system for implementing the method |
| US11280296B2 (en) | 2017-10-13 | 2022-03-22 | Avio S.P.A. | Test method for testing a solid-propellant rocket engine, solid-propellant rocket engine and system for implementing the method |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR2466627B1 (en) | 1983-08-19 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP2205325B1 (en) | Fluid ejection device with enhanced leaktightness | |
| EP1888894B1 (en) | Inlet cowl for a turbine engine with system for deicing its leading edge | |
| EP1899593B1 (en) | System for defrosting the leading edge of the inlet fairing of a turboengine | |
| EP3295010B1 (en) | Intermediate casing hub for an aircraft turbojet engine including a composite outlet pipe | |
| FR2685741A1 (en) | PYROTECHNIC CYLINDER WITH AMORTIZED RUN. | |
| FR2466627A1 (en) | Solid-fuelled rocket anti-popping outlet - has constant-section passage between space round fuel and combustion chamber | |
| EP0836001B1 (en) | Rocket nozzle with ejectable inserts | |
| EP2414661B1 (en) | Deployable divergent nozzle for a propulsive unit | |
| EP0849130B1 (en) | Pyrotechnic gas generator with composite loading | |
| FR2641036A1 (en) | ||
| EP2327952B1 (en) | Tandem shaped charge warhead | |
| EP0035427B1 (en) | Method of making a prestressed accumulator and accumulator according to this method | |
| CA2912652A1 (en) | Pyrotechnic gas generator for actuating a jack | |
| EP3163249B1 (en) | Igniter for propellant | |
| EP1541850A1 (en) | Device to adapt the nozzle of a rocket motor with thrust vectoring control | |
| EP0387132B1 (en) | Self-closing connection device between containers | |
| EP0886122A1 (en) | Solid propellant rocket motor with low vulnerability | |
| EP0594482A1 (en) | Case for a propellant charge | |
| EP0508851B1 (en) | Shock absorber for a jet propulsion system | |
| EP0419319A1 (en) | Combustible igniter for solid propellant rocket motor | |
| FR2795793A1 (en) | Energy absorbing linkage for gas turbine mounting in aircraft has female casing defining chamber traversed by rod | |
| FR2724979A1 (en) | Exhaust nozzle firing guide for sea-launched missile | |
| FR2584456A1 (en) | TEMPORARY CLOSURE DEVICE FOR AN INTERNAL ORIFICE OF A PROPELLER | |
| FR3135502A1 (en) | Fluid-tight and fire-resistant gasket | |
| FR3001079A1 (en) | PACKAGING FOR THE TRANSPORT AND / OR STORAGE OF RADIOACTIVE MATERIALS COMPRISING AN IMPROVED FIRE PROTECTION |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| ST | Notification of lapse |