RU2052649C1

RU2052649C1 - Method of starting double-condition rocket engine and double-condition rocket engine

Info

Publication number: RU2052649C1
Application number: RU93010836/06A
Authority: RU
Inventors: Г.Д. Филимонов; И.А. Алешичев; В.В. Корнеичев; Г.А. Сиднева
Original assignee: Конструкторское бюро приборостроения
Priority date: 1993-03-01
Filing date: 1993-03-01
Publication date: 1996-01-20

Abstract

FIELD: pocket engineering. SUBSTANCE: starting and cruise charges are ignited in sequence. An ignition pressure is preliminary created in the cruise chamber. The double-condition rocket engine has starting combustion chamber 1, cruise combustion chamber 2, intermediate bottom 7 with a pyrotechnical retarder. The housing of the retarder is made up as a piston with spring-loaded arrester 14. Cruise chamber 2 is provided with ring groove answered to the arrester. The pyrotechnical retarder is bounded with a bushing with axial passageway from the side of starting chamber 1 and bushing with dummy axial passageway and side throttle openings that connect it with ignitor 6 of the cruise charge. EFFECT: enhanced reliability. 3 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях двухрежимных ракетных двигателей, содержащих стартовую и маршевую ступени. The invention relates to rocket technology and can be used in the construction of dual-mode rocket engines containing the starting and marching stages.

Известен двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ), содержащий стартовый и маршевый заряды, размещенные в соответствующих камерах [1] В промежуточном днище двигателя установлен воспламенитель с дроссельным отверстием, обеспечивающим газовую связь стартовой и маршевой камеры. Known dual-mode rocket engine of solid fuel (RTTT), containing the starting and sustaining charges placed in the respective chambers [1] In the intermediate bottom of the engine there is an igniter with a throttle hole that provides gas communication between the launch and sustainers.

Способ запуска описанного двухрежимного РДТТ заключается в зажжении стартового заряда и затем зажжение газами стартового заряда маршевого заряда. При этом задержка в зажжении маршевого заряда осуществляется за счет дросселирования пороховых газов из стартовой камеры в маршевую. The method for starting the described dual-mode solid propellant solid propellant rocket igniter consists in igniting the starting charge and then igniting the starting charge of the sustainer charge. In this case, a delay in ignition of the sustainer charge is due to the throttling of the powder gases from the launch chamber to the sustainer.

Однако при минусовых температурах, когда давление в стартовой камере относительно невысокое, зажжение маршевого заряда происходит с большим разбросом по времени, что приводит к большому рассеиванию ракет. However, at subzero temperatures, when the pressure in the launch chamber is relatively low, ignition of the marching charge occurs with a large spread in time, which leads to a large dispersion of the missiles.

Известен способ запуска двухрежимного РДТТ и конструкция РДТТ для его осуществления, принятые за прототип [2] Способ запуска двухрежимного РДТТ включает зажжение стартового заряда и одновременное зажжение пиротехнического замедлителя, а по окончании работы стартовой ступени зажжение заряда газами пиротехнического замедлителя. Двухрежимный РДТТ для осуществления этого способа содержит стартовую и маршевую камеры с пороховыми зарядами и воспламенителями, разделительное дно, в котором закреплен пиротехнический замедлитель. A known method of starting a dual-mode solid propellant solid propellant rocket and the design of solid propellant solid propellant rocket for its implementation, adopted as a prototype [2] A method for starting a dual-mode solid propellant solid propellant rocket includes ignition of the starting charge and simultaneous ignition of the pyrotechnic moderator, and upon completion of the starting stage, ignition of the charge with gases of the pyrotechnic moderator. The dual-mode solid propellant solid propellant rocket engine for the implementation of this method comprises a launch and marching chamber with powder charges and igniters, a dividing bottom, in which a pyrotechnic moderator is fixed.

Однако способ запуска двухрежимного РДТТ и устройство для его осуществления имеют относительно низкую надежность баллистических характеристик РДТТ при выходе на режим маршевой ступени и особенно на минусовых температурах. Объясняется это тем, что маршевый РДТТ имеет значительный свободный объем, в котором необходимо создать давление пороховых газов воспламенительной навеской до величины обычно 40 кг/см² и выше. При создании давления пороховой газ от воспламенителя течет вдоль охлажденных стенок двигателя, теряет свою энергию по длине двигателя. Это приводит к неравномерному прогреву порохового заряда, обуславливающему разную скорость горения его в разных сечениях, и, как следствие, большому разбросу по давлениям воспламенения. По этой причине приходится увеличивать навеску воспламенителя, что при плюсовых температурах ведет к необоснованно завышенному давлению в момент воспламенения и утяжелению корпуса двигателя. Кроме того, нестабильность включения маршевой ступени на траектории ведет к повышению рассеивания ракет.However, the method of starting a dual-mode solid propellant rocket motor and a device for its implementation have a relatively low reliability of the ballistic characteristics of the solid propellant rocket motor when it enters the march stage mode and especially at subzero temperatures. This is explained by the fact that the solid propellant solid propellant rocket mine has a significant free volume in which it is necessary to create the pressure of the powder gases with an igniter hitch up to a value of usually 40 kg / cm ² and higher. When pressure is created, the powder gas from the igniter flows along the cooled walls of the engine and loses its energy along the length of the engine. This leads to an uneven heating of the powder charge, which leads to different burning rates in different sections, and, as a result, to a large spread in ignition pressures. For this reason, it is necessary to increase the igniter sample, which at positive temperatures leads to unreasonably high pressure at the time of ignition and the weight of the engine housing. In addition, the instability of the inclusion of the marching stage on the trajectory leads to an increase in the dispersion of missiles.

Целью изобретения является повышение надежности работы двигателя за счет надежного воспламенения маршевого заряда. The aim of the invention is to increase the reliability of the engine due to the reliable ignition of the sustainer charge.

Цель обеспечивается сжатием воздушной среды в полости маршевой камеры до давления воспламенения перемещением разделительной крышки с пиротехническим замедлителем газами стартовой ступени и фиксацией маршевого заряда в строго определенном положении перед его зажжением. При этом в конструкцию РДТТ введено промежуточное дно в виде подпружиненного поршня с возможностью перемещения в сторону маршевого заряда, в маршевой камере выполнен кольцевой ограничитель хода поршня, кольцевой бурт пиротехнического замедлителя со стороны стартовой камеры поджат втулкой с центральным отверстием, со стороны выходного торца пиротехнического замедлителя размещена втулка с глухим центральным отверстием, в боковой стенке которой выполнены дроссельные отверстия, сообщающие его с воспламенителем маршевой камеры. The goal is achieved by compressing the air in the cavity of the marching chamber to the ignition pressure by moving the dividing cover with the pyrotechnic moderator with the starting stage gases and fixing the marching charge in a strictly defined position before lighting it. At the same time, an intermediate bottom in the form of a spring-loaded piston with the possibility of moving towards the marching charge is introduced into the solid propellant rocket motor, an annular piston stroke limiter is made in the marching chamber, the annular collar of the pyrotechnic moderator is pressed by the sleeve with the central hole on the side of the launch chamber, and is placed on the output end of the pyrotechnic moderator a sleeve with a blind central hole, in the side wall of which throttle holes are made, communicating with the main chamber igniter.

На фиг. 1 изображен РДТТ в разрезе; на фиг. 2 РДТТ после зажжения стартового заряда; на фиг. 3 показано размещение пиротехнического замедлителя в промежуточном дне. In FIG. 1 shows a solid rocket motor in section; in FIG. 2 solid propellant solid propellant after ignition of the starting charge; in FIG. 3 shows the placement of a pyrotechnic moderator in an intermediate day.

Двухрежимный РДТТ содержит стартовую 1 и маршевую 2 камеры, где размешены стартовый 3 и маршевый 4 заряды с соответствующими воспламенителями 5 и 6. Камеры между собой разделены промежуточным дном 7, в котором установлен пиротехнический замедлитель 8 (ПЗ). Со стороны стартовой камеры ПЗ по своему бурту 9 поджат стальной втулкой 10 с центральным отверстием. Со стороны маршевой камеры соосно ПЗ установлена втулка 11 с глухим центральным отверстием 12, в боковой стенке которой выполнены дроссельные отверстия 13, ориентированные на маршевый воспламенитель 6. При этом промежуточное дно 7 установлено с возможностью осевого перемещения до упора в кольцевой ограничитель 14 и подперто пружиной 15. The dual-mode solid propellant solid propellant solid propellant rocket engine contains a start 1 and a marching 2 chamber, where the starting 3 and march 4 charges with the corresponding igniters 5 and 6 are placed. The chambers are separated by an intermediate bottom 7, in which a pyrotechnic moderator 8 (PZ) is installed. From the side of the launch chamber, the PZ in its shoulder 9 is pressed by a steel sleeve 10 with a central hole. On the side of the marching chamber, a bushing 11 is installed coaxially with the PP, with a blind central hole 12, in the side wall of which throttle holes 13 are made, oriented to the main igniter 6. In this case, the intermediate bottom 7 is axially movable against the stop in the annular stopper 14 and supported by a spring 15 .

Работа описанного устройства заключается в следующем. The operation of the described device is as follows.

При срабатывании стартового воспламенителя 5 зажигаются его газами стартовый заряд 3 и ПЗ 8. За счет давления пороховых газов в стартовой камере промежуточное дно 7 перемещается по оси, сжимая пружину 15. При этом воздух внутри камеры сжимается до давления, которое необходимо создать с помощью воспламенителя маршевой камеры 6 и промежуточное дно при этом фиксируется кольцевым ограничителем 14. По окончании работы стартового заряда ПЗ поджигает воспламенитель 6, который, в свою очередь, поджигает маршевый заряд 4. When the starting igniter 5 is triggered, the starting charge 3 and PZ 8 are ignited with its gases. Due to the pressure of the powder gases in the starting chamber, the intermediate bottom 7 moves along the axis, compressing the spring 15. In this case, the air inside the chamber is compressed to the pressure that must be created using the marching igniter chamber 6 and the intermediate bottom is fixed by an annular limiter 14. At the end of the starting charge, the PZ ignites the igniter 6, which, in turn, ignites the marching charge 4.

Предложенный способ запуска двухрежимного РДТТ и конструкция для его осуществления позволяют создать давление в маршевой камере перед зажжением маршевого заряда, обеспечивая повышение надежности его зажжения при уменьшенной навеске воспламенителя; снизить максимальное давление при срабатывании стартового заряда за счет увеличения объема при перемещении промежуточного дна. The proposed method for starting a dual-mode solid propellant solid propellant rocket engine and a design for its implementation allow creating pressure in the marching chamber before igniting the marching charge, providing an increase in the reliability of its ignition with a reduced hitch of the igniter; reduce the maximum pressure when the starting charge is triggered by increasing the volume when moving the intermediate bottom.

Крепление ПЗ по бурту 9 стальной втулкой 10 обеспечивает за счет подмятия мягкого материала бурта надежную герметизацию при поочередной работе стартового и маршевого зарядов. При этом за счет установки со стороны выходного торца ПЗ втулки 11 с глухим центральным отверстием 12, в боковой стенке которой выполнены дроссельные отверстия 13, обеспечивается использование практически всей энергии ПЗ для зажжения навески маршевого воспламенителя 6, исключая пики давления в момент воспламенения заряда в маршевой камере. The fastening of the front end along the shoulder 9 with a steel sleeve 10 provides reliable sealing during the alternate operation of the launch and marching charges by lifting the soft material of the shoulder. Moreover, due to the installation of a sleeve 11 with a blind central hole 12 from the outlet end face of the PZ, with throttle holes 13 made in its side wall, almost all PZ energy is used to ignite the marching igniter 6, excluding pressure peaks at the moment of ignition of the charge in the marching chamber .

Claims

1. The method of starting a dual-mode rocket engine of solid fuel, which includes sequential ignition of the starting and sustainer charges, characterized in that in it the ignition pressure is previously created in the sustainer combustion chamber.

2. A dual-mode solid fuel rocket engine containing a launch and main combustion chamber with charges and ignitors and a pyrotechnic moderator in a housing located in the intermediate bottom between the launch and main combustion chamber, characterized in that the housing of the pyrotechnic moderator is made in the form of a piston equipped annular spring-loaded limiter, and in the marching chamber, an annular groove responding to it is made, while the pyrotechnic moderator is limited to those set on the starting side the chamber with a bushing with an axial channel, and on the marching charge side, with a bushing with a blind axial channel and side throttle openings communicating with the march charge igniter.