RU18092U1 - Заряд твердого топлива ракетного двигателя - Google Patents
Заряд твердого топлива ракетного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU18092U1 RU18092U1 RU2000129438/20U RU2000129438U RU18092U1 RU 18092 U1 RU18092 U1 RU 18092U1 RU 2000129438/20 U RU2000129438/20 U RU 2000129438/20U RU 2000129438 U RU2000129438 U RU 2000129438U RU 18092 U1 RU18092 U1 RU 18092U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- charge
- solid fuel
- channel
- rocket engine
- slots
- Prior art date
Links
Landscapes
- Pressure Vessels And Lids Thereof (AREA)
Abstract
Заряд твердого топлива ракетного двигателя с осевым цилиндрическим каналом, имеющим на части канала продольные щели, отличающийся тем, что в зоне основания щелей заряд имеет кольцевую поперечную проточку, радиус которой составляет 0,125...0,2 высоты щелей, а расстояние от центра окружности 0... 0,2 высоты щелей.
Description
2000129438
Заряд твердого топлива ракетного двигателя.
Полезная модель относится к области твердотопливного ракетостроения.
В настоящее время конструкция канально-щелевого заряда является классической. Она широко описана в литературе: смотри, например, Д.И. Абугов, В.М. Бобылев Теория и расчет ракетных двигателей твердого топлива - М.: Машиностроение, 1987. - с. 84-85, Б.В, Орлов, Г.Ю. Мазинг Термодинамические и баллистические основы проектирования ракетных двигателей на твердом топливе - М.: 1968, с. 296.
Данная конструкция заряда позволяет получить практически любые требуемые диаграммы давление-время (тяга-время) ракетного двигателя, что обеспечивается соответствующим выбором геометрических параметров заряда: числа щелей, длины щелевой части, высоты щелей, длины центрального канала, и другими.
Известна конструкция заряда канально-щелевой формы с расположением щелей в задней (предсопловой) части заряда. Разновидностями данной конструкции являются конструкция с открытыми торцами (фиг. 1а), и конструкция с «глухими щелевыми вырезами (фиг. 16) (см. книгу И.Х. Фахрутдинова Ракетные двигатели твердого топлива - М.: Машиностроение, 1981, стр. 24).
Предлагаемое техническое решение приемлемо для обоих разновидностей данной конструкции. За прототип принята конструкция, изображенная на фиг. 1а. На рисунке показано основание щели 2, вершина щели 3, высота щели Мщ.
Наряду с очевидными преимуществами в части обеспечения требуемых внутрибаллистических характеристик двигателя и возможностью их варьирования
МПКР02К9/10
-,-...,„,„ ,,, )||§( Щ|| ||||| в широких пределах (параметрическая надежность двигателя) конструкция
согласно прототипу имеет и существенный недостаток - высокую концентрацию деформаций и напряжений в зоне основания щелевых вырезов (место перехода щелей в круглый канал) при действии эксплуатационных нагрузок на изделие, что снижает механическую надежность заряда и двигателя. Последнее вынуждает делать большим диаметр канала и широкие щелевые вырезы, что приводит к снижению коэффициента заполнения двигателя топливом, т.к. либо диаметр цилиндрического канала назначается большим, чем это позволяет оценка прочности самого канала, либо вводится переменная ширина щелевых вырезов, с увеличением от вершины щели к основанию. Задачей полезной модели является создание конструкции заряда, имеющего сниженную концентрацию деформаций (напряжений) в зоне основания щелевых вырезов, и увеличенный коэффициент объемного заполнения двигателей топливом.
Задача решается за счет того, что в известном заряде ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ) с осевым цилиндрическом каналом, имеющим на части канала продольные щели, в зоне основания щелей заряд имеет кольцевую поперечную проточку, радиус которой составляет 0,125...0,2 высоты щелей, а расстояние от центра окружности О...0,2 высоты щелей.
При этом происходит замена продольного концентратора (основание щелей) на осесимметричный поперечный (проточка), к которому заряды твердого топлива менее восприимчивы.
Размеры проточки должны находиться в определенном соотношении с высотой щели. На фиг.2 показано изменение коэффициента концентрации по длине канала для проточек различных размеров. В данном случае применен
2 интегральная храктеристика - интенсивность деформаций, которая для
осесимметричного случая записывается в виде:
2 3
и 1Гл() +(er--F-OJ +(fZ-e0f+--у
() +() +(f2 er+-7 Уа .где
J Vif
E.SO.S - нормальные деформации,
y - сдвиговая деформация.
За номинальный уровень деформаций е принята величина для середины канала заряда - места, где величина е не поддается регулированию, а зависит от геометрических параметров заряда L/b, b/a, где L -длина заряда, b -внешний радиус, а -диаметр канала, и уровня силовых факторов
Как видно, при малых размерах проточки разгружающий эффект недостаточен (рис. 2а), при больших - вершина проточки сама становится коцентратором напряжений и деформаций (рис. 2в). Максимальный разгружающий эффект достигается при следующих параметрах проточки (рис.26):
где Ищ - высота щели.
Эффективность конструкции по предлагаемому техническому решению подтверждена адекватными исследованиями напряженно-деформированного состояния путем математического моделирования (метод конечных элементов в объемной постановке).
Данное техническое решение позволит для крупногабаритных двигателей увеличить массу заряда приблизительно на 4%, соответственно возрастет и
3
R (0.125...0.2)Ищ 1 (0...0.2)Нщ. коэффициент объемного заполнения. При этом повышается уровень
механической надежности канально-щелевого заряда. Применение данного технического решения не требует изменения устоявшейся технологии изготовления заряда, позволяет сохранить свойство канально-щелевых зарядов обеспечивать требуемую диаграмму давление-время (тяга-время) в широких диапазонах.
4
Claims (1)
- Заряд твердого топлива ракетного двигателя с осевым цилиндрическим каналом, имеющим на части канала продольные щели, отличающийся тем, что в зоне основания щелей заряд имеет кольцевую поперечную проточку, радиус которой составляет 0,125...0,2 высоты щелей, а расстояние от центра окружности 0... 0,2 высоты щелей.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2000129438/20U RU18092U1 (ru) | 2000-11-27 | 2000-11-27 | Заряд твердого топлива ракетного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2000129438/20U RU18092U1 (ru) | 2000-11-27 | 2000-11-27 | Заряд твердого топлива ракетного двигателя |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU18092U1 true RU18092U1 (ru) | 2001-05-20 |
Family
ID=48277983
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2000129438/20U RU18092U1 (ru) | 2000-11-27 | 2000-11-27 | Заряд твердого топлива ракетного двигателя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU18092U1 (ru) |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2458244C1 (ru) * | 2011-04-22 | 2012-08-10 | Открытое акционерное общество "Федеральный научно-производственный центр "Алтай" | Твердотопливный ракетный двигатель |
RU2497007C1 (ru) * | 2012-07-02 | 2013-10-27 | Открытое акционерное общество "Федеральный научно-производственный центр "Алтай" | Ракетный двигатель твердого топлива |
RU2716122C1 (ru) * | 2019-06-17 | 2020-03-05 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Заряд твердого топлива |
CN114714545A (zh) * | 2022-04-18 | 2022-07-08 | 大连理工大学 | 一种固体火箭发动机半哑铃环形槽药柱成型模及成型方法 |
CN114856858A (zh) * | 2022-03-02 | 2022-08-05 | 武汉高德红外股份有限公司 | 一种固体火箭发动机装药药柱结构及固体火箭发动机 |
-
2000
- 2000-11-27 RU RU2000129438/20U patent/RU18092U1/ru active
Cited By (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2458244C1 (ru) * | 2011-04-22 | 2012-08-10 | Открытое акционерное общество "Федеральный научно-производственный центр "Алтай" | Твердотопливный ракетный двигатель |
RU2497007C1 (ru) * | 2012-07-02 | 2013-10-27 | Открытое акционерное общество "Федеральный научно-производственный центр "Алтай" | Ракетный двигатель твердого топлива |
RU2716122C1 (ru) * | 2019-06-17 | 2020-03-05 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Заряд твердого топлива |
CN114856858A (zh) * | 2022-03-02 | 2022-08-05 | 武汉高德红外股份有限公司 | 一种固体火箭发动机装药药柱结构及固体火箭发动机 |
CN114856858B (zh) * | 2022-03-02 | 2024-02-06 | 武汉高德红外股份有限公司 | 一种固体火箭发动机装药药柱结构及固体火箭发动机 |
CN114714545A (zh) * | 2022-04-18 | 2022-07-08 | 大连理工大学 | 一种固体火箭发动机半哑铃环形槽药柱成型模及成型方法 |
CN114714545B (zh) * | 2022-04-18 | 2023-02-14 | 大连理工大学 | 一种固体火箭发动机半哑铃环形槽药柱成型模及成型方法 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU18092U1 (ru) | Заряд твердого топлива ракетного двигателя | |
EP0598941B1 (de) | Fremdgezündete Brennkraftmaschine mit einem im Kolben zugeordneten Brennraum | |
DE112009005493T5 (de) | Fremdgezündete Brennkraftmaschine | |
DE2911889A1 (de) | Brennkraftmaschine | |
DE102006037412A1 (de) | Verfahren zur Zündung eines Kraftstoff-Luft-Gemisches in einem Zylinder einer direkteinspritzenden fremdgezündeten Brennkraftmaschine und Zündkerze zur Durchführung eines derartigen Verfahrens | |
US3014427A (en) | Propellant grains | |
DE2727049A1 (de) | Drehkolbenvorrichtung | |
US3499283A (en) | Rocket charge design | |
DE3338216C1 (de) | Gemischverdichtende Brennkraftmaschine | |
RU17715U1 (ru) | Заряд твердого топлива ракетного двигателя | |
DE2513892A1 (de) | Drehkolbenmaschine | |
Karabeyoglu | Lecture 10 Hybrid Rocket propulsion Design Issues | |
US4216745A (en) | Unthrottled lean mixture gasoline engine | |
RU28896U1 (ru) | Заряд твердого топлива ракетного двигателя | |
CN112983664A (zh) | 燃烧控制方法、装置、设备及可读存储介质 | |
DE2647091A1 (de) | Gemischverdichtende hubkolben-brennkraftmaschine | |
US2827892A (en) | Combustion chamber | |
RU2221158C1 (ru) | Заряд ракетного твердого топлива | |
DE102019131847A1 (de) | Kolben für kompressionszündungsmotor mit einer vormulde und motorbetriebsstrategie, die denselben einsetzt | |
JPS563352A (en) | Manufacture of planet gear mount | |
DE2658276A1 (de) | Viertaktverbrennungsmotor | |
IT9001711A1 (it) | Motore endotermico a pressione di compressione costante a tutti i regimi di giri, a pressione di scoppio controllata a tutti i regimi di giri, a camera di scoppio variabile | |
US20220176368A1 (en) | Low bulk density, high geometric surface area honeycomb bodies | |
DE19802636C1 (de) | Verbrennungsmotor | |
DE102019006163B3 (de) | Flüssiger Sauerstoff/Treibstoff Turbokolbenmotor |