RU2015391C1

RU2015391C1 - Solid-propellant rocket engine

Info

Publication number: RU2015391C1
Authority: RU
Inventors: А.Г. Шипунов; Г.Ф. Соколов; В.В. Махонин; В.Д. Морозов
Original assignee: Конструкторское бюро приборостроения Научно-производственного объединения "Точность"
Priority date: 1992-02-28
Filing date: 1992-02-28
Publication date: 1994-06-30

Abstract

FIELD: rocket engines. SUBSTANCE: in solid-propellant rocket engine torch igniter is located in space of heat-protecting screen, on front bottom. Bearing ring is placed between heat-protecting screen and charge. Bearing-sealing device with alternating sawtooth profiles oriented towards front bottom is positioned between charge and rear bottom. Part of charge on side of rear bottom is manufactured in the form of truncated cone and is arranged over side surface and face. EFFECT: enhanced sealing against break-through of gases and oils. 3 dwg

Description

Изобретение относится к конструкции ракетных двигателей твердого топлива, а также может быть использовано в народном хозяйстве при создании герметичных уплотнений от прорыва газов, масел и т.д. The invention relates to the construction of solid propellant rocket engines, and can also be used in the national economy to create tight seals from the breakthrough of gases, oils, etc.

Известна конструкция ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ) с вкладным пороховым зарядом, содержащего камеру сгорания с сопловым раструбом и графитовым вкладышем, воспламенительное устройство и размещенный между камерой и проточкой порохового заряда опорно-герметизирующий узел [1] . A known design of a solid fuel rocket engine (solid propellant rocket engine) with an external powder charge containing a combustion chamber with a nozzle socket and a graphite insert, an ignition device and a support-sealing assembly located between the camera and the powder charge groove [1].

Такая конструкция ракетного двигателя ненадежна, т.к. имеет уплотнение по одной поверхности без дублирования от прорыва пороховых газов, а из-за разности допусков посадочного места на заряде под уплотнение и самого уплотнения не обеспечивает плотного прилегания порохового заряда, что приведет к аномальной работе двигателя. This design of the rocket engine is unreliable, because has a seal on one surface without duplication from a breakthrough of powder gases, and due to the difference in tolerances of the seat on the charge under the seal and the seal itself, it does not provide a snug fit of the powder charge, which will lead to abnormal operation of the engine.

Известна конструкция РДТТ, принятая в качестве прототипа, содержащая камеру сгорания с сопловым блоком, переднее днище с воспламенительным устройством и размещенный между камерой и пороховым зарядом опорно-герметизирующий узел [2]. The known design of the solid propellant rocket engine adopted as a prototype, comprising a combustion chamber with a nozzle block, a front bottom with an igniter, and a support-sealing assembly located between the chamber and the powder charge [2].

Однако и данная конструкция ракетного двигателя ненадежна, т.к. имеет уплотнение по одной поверхности, аналогичное [1], и поскольку пороховой заряд в камере двигателя не фиксируется относительно оси двигателя, то под собственным весом он прижат к одной стороне камеры, т.е. его ось находится под углом к оси двигателя, что приведет к нарушению "застойной зоны" и прогару двигателя. Воспламенительное устройство также ненадежно, т.к. при срабатывании воспламенителя металлические частицы корпуса перекроют дросселирующие отверстия рассекателя, что приведет к разрушению воспламенительного устройства, повреждению им порохового заряда и, как следствие, к аномальной работе двигателя. However, this design of the rocket engine is unreliable, because it has a seal on one surface, similar to [1], and since the powder charge in the engine chamber is not fixed relative to the axis of the engine, under its own weight it is pressed to one side of the chamber, i.e. its axis is at an angle to the axis of the engine, which will lead to a violation of the "stagnant zone" and burnout of the engine. The igniter is also unreliable because when the igniter is activated, the metal particles of the body will block the throttle openings of the divider, which will lead to the destruction of the igniter device, damage to the powder charge and, as a result, to abnormal engine operation.

Задачей изобретения является повышение надежности работы ракетного двигателя за счет создания застойной зоны в камере сгорания и исключение разрушений порохового заряда и соплового вкладыша частями воспламенителя. The objective of the invention is to increase the reliability of the rocket engine by creating a stagnant zone in the combustion chamber and eliminating the destruction of the powder charge and nozzle insert by the igniter parts.

Поставленная задача достигается тем, что в РДТТ, содержащем камеру сгорания с передним и задним днищами, воспламенитель, содержащий корпус с размещенным в нем воспламенительным составом, при этом воспламенитель расположен на переднем днище, заряд твердого ракетного топлива, опорно-герметизирующий узел, размещенный между зарядом и камерой сгорания, сопловой блок, переднее днище снабжено теплозащитным экраном с упорами, в котором выполнена цилиндрическая полость, причем воспламенитель расположен в цилиндрической полости с натягом посредством опорного кольца с выступами и с радиальной перемычкой, армированной эластичным материалом, при этом выступы опорного кольца сопряжены с упорами теплозащитного экрана, а между выступами и упорами размещены эластичные прокладки, при этом часть заряда со стороны соплового блока выполнена в виде усеченного конуса и забронирована по боковой поверхности и торцу, а опорно-герметизирующий узел выполнен в виде последовательно чередующихся пилообразных концентрических профилей, ориентированных в сторону переднего днища, и расположен между конической частью заряда, его торцем и задним днищем. The problem is achieved in that in a solid propellant rocket engine containing a combustion chamber with front and rear bottoms, an igniter containing a housing with an ignitor composition placed therein, the igniter located on the front bottom, a charge of solid rocket fuel, a support-sealing assembly located between the charge and a combustion chamber, a nozzle block, the front bottom is provided with a heat shield with stops in which a cylindrical cavity is made, the igniter being located in a cylindrical cavity with an interference fit the support ring with protrusions and with a radial jumper reinforced with elastic material, while the protrusions of the support ring are paired with the stops of the heat shield, and elastic gaskets are placed between the protrusions and stops, while part of the charge on the nozzle block side is made in the form of a truncated cone and is booked for the side surface and the end face, and the support-sealing assembly is made in the form of successively alternating sawtooth concentric profiles oriented towards the front bottom, and is located I'm waiting for the conical part of the charge, its end and the back bottom.

На фиг. 1. приведена конструкция ракетного двигателя; на фиг. 2 -- опорное кольцо с перемычкой; на фиг. 3 - опорно-герметизирующий узел. In FIG. 1. The design of the rocket engine; in FIG. 2 - support ring with a jumper; in FIG. 3 - supporting-sealing unit.

На чертежах показаны: 1 - камера сгорания, 2 - переднее днище с теплозащитным экраном, 3 - пороховой заряд, 4 - бронированный усеченный конус порохового заряда, 5 - опорно-герметизирующий узел, 6 - корпус с воспламенительным составом, 7 - опорное кольцо, 8 - последовательно чередующиеся пилообразные профили, 9 - армированная эластичным материалом перемычка, 10 - эластичные прокладки, 11 - сопловой блок, 12 - застойная зона. The drawings show: 1 - a combustion chamber, 2 - a front bottom with a heat shield, 3 - a powder charge, 4 - an armored truncated cone of a powder charge, 5 - a support-sealing assembly, 6 - a housing with an igniter composition, 7 - a support ring, 8 - successively alternating sawtooth profiles, 9 - jumper reinforced with elastic material, 10 - elastic gaskets, 11 - nozzle block, 12 - stagnant zone.

Данная конструкция опорно-герметизирующего узла с последовательно чередующимися пилообразными концентрическими профилями, контактирующими с бронированными торцами порохового заряда, обеспечивает высокую надежность работы уплотнительного узла и создание застойной зоны за счет ее эластичности и плотного прилегания к коническому торцу заряда вследствие поджатия рабочим давлением порохового заряда при работе двигателя, а применение воспламенительного узла в виде опорного кольца с перемычкой, установленного между воспламенителем и пороховым зарядом, (улавливатель твердых частиц) исключает разрушение порохового заряда, соплового вкладыша и попадание в застойную зону расплавленных твердых частиц воспламенителя (концентрированных источников тепла), что может привести к аномальной работе двигателя как стального, так и из композиционного материала. This design of the support-sealing assembly with successively alternating sawtooth concentric profiles in contact with the armored ends of the powder charge ensures high reliability of the sealing assembly and the creation of a stagnant zone due to its elasticity and tight fit to the conical end of the charge due to the pressure of the powder charge during engine operation , and the use of an igniter assembly in the form of a support ring with a jumper installed between the igniter and orohovym charge (particulate trap) excludes destruction propellant charge from entering the nozzle insert and in congestive molten zone particulate igniter (concentrated heat sources) that can lead to an anomalous operation of the engine as a steel or a composite material.

Работа ракетного двигателя осуществляется следующим образом. Размещенный в цилиндрической полости теплозащитного экрана переднего днища 2 металлический корпус 6 с воспламенительным составом, срабатывая, вскрывает завальцованную крышку воспламенителя, которая поджата армированной эластичным материалом перемычкой 9 опорного кольца 7, воспламеняет частично бронированный пороховой заряд 3. Раскрываясь, крышка воспламенителя надежно удерживается перемычкой опорного кольца, огибая ее схлопывается, тем самым предотвращает движение частиц воспламенителя к стенкам камеры сгорания 1 в зазор застойной зоны 12 и наружу через канал порохового заряда. The rocket engine is as follows. Placed in the cylindrical cavity of the heat shield of the front bottom 2, the metal housing 6 with an igniter composition, when activated, opens the sealed igniter cover, which is pressed by the jumper 9 of the support ring 7, ignites the partially armored powder charge 3. When opened, the igniter cover is reliably held by the jumper of the support ring enveloping it collapses, thereby preventing the movement of the igniter particles to the walls of the combustion chamber 1 in the gap stagnant ones 12 and out through the propellant charge feed.

При сгорании порохового заряда 3 образующиеся пороховые газы прижимают пороховой заряд к опорно-герметизирующему узлу 5 соплового блока 11, заполняют кольцевой зазор между корпусом камеры сгорания 1 и наружной поверхностью заряда 3, разжимают лепестки пилообразного профиля 8, заполняя свободный объем между ними и одновременно прижимая их к внутренней части соплового блока 11 и конической поверхности 4 заряда, обеспечивая тем самым застойную зону. В случае прорыва газа аналогичным образом работают последующие лепестки, обеспечивающие герметичность по конусной части порохового заряда. При прорыве газа по конусной части заряда застойная зона обеспечивается опорно-герметизирующим узлом 5 по бронированному торцу порохового заряда 3 пилообразными концентрическими профилями 8, ориентированными от продольной оси двигателя. Прорвавшийся газ, попадая в пилообразный профиль, прижимает его к бронированному торцу заряда, сам заряд под воздействием тех же пороховых газов прижимается к профилям по всей площади контакта с наружной стороны, обеспечивая тем самым надежное уплотнение. В случае прорыва газа аналогичным образом начинает работать следующий профиль. При ориентации пилообразных профилей опорно-уплотнительного узла в противоположную сторону, т.е. навстречу продольной оси двигателя, пороховой газ отожмет заряд, что приведет к разгерметизации застойной зоны и прогару двигателя. Выполнение опорно-герметизирующего узла в виде последовательно чередующихся концентрических профилей, ориентированных в направлении от продольной оси двигателя, позволяет обеспечить максимальную поверхность контакта (уплотнения) порохового заряда с бронированным усечением конусом за счет того, что при значительных нагрузках, воздействующих на заряд во время работы двигателя, площадь контакта каждого пилообразного концентрического профиля с поверхностью заряда имеет максимальное значение, обеспечивая тем самым высокую надежность опорно-герметизирующего узла по всему периметру контакта. Торец порохового заряда выполнен в виде усеченного конуса из условий максимального заполнения камеры сгорания двигателя из композиционного материала. Опорное кольцо предназначено для ограничения перемещения порохового заряда при транспортировании и равномерного распределения теплового потока порохового газа от воспламенителя на заряд. Эластичные прокладки 10, установленные под выступы опорного кольца, служат для гашения колебаний и ударов при транспортировании. Армирование эластичным материалом перемычки опорного кольца необходимо для обеспечения гарантированного натяга при выборе зазоров между перемычкой и корпусом воспламенителя. During the combustion of the powder charge 3, the resulting powder gases press the powder charge against the support-sealing unit 5 of the nozzle block 11, fill the annular gap between the housing of the combustion chamber 1 and the outer surface of the charge 3, unclench the sawtooth profile petals 8, filling the free volume between them and simultaneously pressing them to the inner part of the nozzle block 11 and the conical surface 4 of the charge, thereby providing a stagnant zone. In the case of a gas breakthrough, the following petals work in a similar way, ensuring tightness on the conical part of the powder charge. When a gas breaks through the conical part of the charge, the stagnant zone is provided by a support-sealing unit 5 along the armored end of the powder charge 3 with sawtooth concentric profiles 8 oriented from the longitudinal axis of the engine. The bursting gas, falling into a sawtooth profile, presses it to the armored end of the charge, the charge itself, under the influence of the same powder gases, is pressed to the profiles along the entire contact area from the outside, thereby ensuring a reliable seal. In the event of a gas breakthrough, the following profile starts working in a similar way. When the sawtooth profiles of the support-sealing assembly are oriented in the opposite direction, i.e. towards the longitudinal axis of the engine, the powder gas will release the charge, which will lead to depressurization of the stagnant zone and burnout of the engine. The implementation of the support-sealing unit in the form of successively alternating concentric profiles oriented in the direction from the longitudinal axis of the engine allows us to provide the maximum contact surface (seal) of the powder charge with armored truncation by the cone due to the fact that under significant loads acting on the charge during engine operation , the contact area of each sawtooth concentric profile with the surface of the charge has a maximum value, thereby ensuring high reliability support-sealing assembly around the entire perimeter of the contact. The end of the powder charge is made in the form of a truncated cone from the conditions of maximum filling of the combustion chamber of the engine from composite material. The support ring is designed to limit the movement of the powder charge during transportation and the uniform distribution of the heat flux of the powder gas from the igniter to the charge. Elastic gaskets 10 installed under the protrusions of the support ring serve to dampen vibrations and shocks during transportation. Reinforcement of the support ring jumper with elastic material is necessary to ensure a guaranteed interference fit when choosing gaps between the jumper and the igniter body.

Изобретение может быть промышленно применимо в ракетной технике. The invention may be industrially applicable in rocket technology.

Claims

A SOLID FUEL ROCKET ENGINE containing a combustion chamber with front and rear bottoms, an igniter comprising a housing with an ignition composition disposed therein, the igniter located on the front bottom, a solid rocket fuel charge, a support-sealing assembly located between the charge and the combustion chamber, nozzle block, characterized in that the front bottom is provided with a heat shield with stops in which a cylindrical cavity is made, wherein the igniter is located in a cylindrical cavity with traction by means of a support ring with protrusions and with a radial jumper reinforced with elastic material, while the protrusions of the support ring are mated with stops of the heat shield, and elastic gaskets are placed between the protrusions and stops, while part of the charge from the nozzle block side is made in the form of a truncated cone and is reserved along the side surface and the end face, and the support-sealing assembly is made in the form of successively alternating sawtooth concentric profiles oriented towards the front bottom, and p found on the rear between the conical part of the charge, his butt and back plates.