RU2056519C1

RU2056519C1 - Solid-propellant rocket engine

Info

Publication number: RU2056519C1
Application number: RU93035598/06A
Authority: RU
Inventors: Н.Н. Глухарев; Л.Н. Михайлин; И.А. Алешичев; В.В. Корнеичев
Original assignee: Конструкторское бюро приборостроения
Priority date: 1993-07-08
Filing date: 1993-07-08
Publication date: 1996-03-20

Abstract

FIELD: solid-propellant rocket engines. SUBSTANCE: solid-propellant engine has combustion chamber with solid-propellant charge placed in it, nozzle and acoustic damper made in form of cylindrical two-stage chamber and mounted on front bottom of combustion chamber. Stage of chamber of lesser diameter is directed towards nozzle and is located in passage of charge; acoustic damper is provided with spring- loaded piston located in stage of chamber of larger diameter. Provided on lateral wall of chamber of lesser diameter on side of front bottom of combustion chamber is radial hole. EFFECT: enhanced efficiency of suppression of vibratory combustion in wide range of frequencies. 2 dwg

Description

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях ракетных двигателей на твердом топливе. The invention relates to rocket technology and can be used in the construction of solid propellant rocket engines.

Известны [1] способы устранения неустойчивости горения за счет использования различных механических устройств, помещаемых в камере сгорания или канале порохового заряда различного вида стержней, перфорированных пластин и перегородок. Known [1] are methods of eliminating combustion instability through the use of various mechanical devices placed in the combustion chamber or channel of the powder charge of various types of rods, perforated plates and partitions.

Эти механические устройства просты по конфигурации и обеспечивают некоторое снижение колебаний давления при неустойчивом горении порохового заряда. These mechanical devices are simple in configuration and provide some reduction in pressure fluctuations during unstable combustion of the powder charge.

Однако механические средства подавления неустойчивого горения обладают недостатками:
эффективность механического гасителя снижается после выгорания части порохового заряда в связи с изменением газовой плотности, так как механический гаситель действует в узком диапазоне частот;
увеличение пассивного веса двигателя;
разрушение и вылет из двигателя элементов гасителя;
потери энергии за счет торможения газового потока на элементах гасителя.However, mechanical means of suppressing unstable combustion have disadvantages:
the efficiency of the mechanical damper decreases after part of the powder charge is burned out due to a change in gas density, since the mechanical damper operates in a narrow frequency range;
increase in passive engine weight;
destruction and departure from the engine of the damper elements;
energy loss due to inhibition of the gas flow on the elements of the damper.

Известен ракетный двигатель с резонатором Гельмгольца [2] содержащий камеру сгорания с размещенным в ней зарядом твердого топлива, сопло и установленный на переднем дне камеры сгорания акустический демпфер, выполненный в виде цилиндрической двухступенчатой камеры, причем ступень камеры меньшего диаметра обращена в сторону сопла и расположена в канале заряда. Known rocket engine with a Helmholtz resonator [2] containing a combustion chamber with a solid fuel charge placed in it, a nozzle and an acoustic damper mounted on the front bottom of the combustion chamber, made in the form of a cylindrical two-stage chamber, and the chamber stage with a smaller diameter facing the nozzle and is located in charge channel.

Однако необходимость в увеличении полетных скоростей современных ракет и снижении весовых и габаритных характеристик ракетных двигателей обуславливает применение высоко энергетичных твердых топлив с высокой скоростью горения, более чувствительных к возникновению нерасчетного рабочего процесса. However, the need to increase the flight speeds of modern rockets and reduce the weight and overall characteristics of rocket engines necessitates the use of high-energy solid fuels with a high burning rate, which are more sensitive to the occurrence of an off-design work process.

Увеличение плотности заполнения камеры сгорания расширяет диапазон собственных частот системы камера сгорания пороховой заряд, а резонаторы Гельмгольца обладают резонансными характеристиками, т. е. высокое значение коэффициентов поглощения быстро уменьшается до значения, составляющего 50% максимальной величины. В некоторых случаях поглатитель резонансного типа с узкополосной характеристикой не подавляет вибрационного горения, а вызывает переход неустойчивого режима на другую частоту с почти такой же амплитудой колебаний давлений, или может привести к дестабилизации устойчивого процесса горения в ракетном двигателе. An increase in the filling density of the combustion chamber expands the eigenfrequency range of the combustion chamber system with a powder charge, and Helmholtz resonators have resonant characteristics, i.e., the high value of the absorption coefficients rapidly decreases to a value of 50% of the maximum value. In some cases, a resonant-type absorber with a narrow-band characteristic does not suppress vibrational combustion, but causes an unstable mode to transition to another frequency with almost the same amplitude of pressure fluctuations, or can destabilize a stable combustion process in a rocket engine.

Целью изобретения является повышение эффективности подавления вибрационного горения в широком диапазоне частот. The aim of the invention is to increase the efficiency of suppressing vibrational combustion in a wide range of frequencies.

Это достигается тем, что в ракетном двигателе твердого топлива, содержащем камеру сгорания и акустический демпфер, последний выполнен в виде цилиндрической ступенчатой полости, сужающейся в сторону сопла. При этом в широкой части цилиндрической полости установлен подпружиненный поршень, а сужающаяся часть полости соединена радиальным отверстием с камерой сгорания у ее дна. Причем проходное сечение радиального отверстия составляет 1.2% проходного сечения суженной части полости и размещено в канале между шашками порохового заряда. This is achieved by the fact that in a rocket engine of solid fuel containing a combustion chamber and an acoustic damper, the latter is made in the form of a cylindrical step cavity, tapering towards the nozzle. At the same time, a spring-loaded piston is installed in a wide part of the cylindrical cavity, and the tapering part of the cavity is connected by a radial hole to the combustion chamber at its bottom. Moreover, the bore of the radial hole is 1.2% of the bore of the narrowed part of the cavity and is placed in the channel between the pieces of the powder charge.

На фиг. 1 приведен ракетный двигатель на твердом топливе, общий вид в разрезе; на фиг. 2 разрез А-А на фиг. 1. In FIG. 1 shows a solid propellant rocket engine, a general sectional view; in FIG. 2, section AA in FIG. 1.

Ракетный двигатель содержит камеру 1 сгорания с сопловым блоком 2. Акустический демпфер 3 установлен на переднем дне 4 двигателя между шашками порохового заряда 5 и содержит цилиндрическую двухступенчатую полость с большим диаметром 6 и меньшим 7. В ступени с большим диаметром размещен поршень 8 с пружиной 9, а суженная полость размещена в канале между пороховыми шашками порохового заряда 5 и соединена с камерой сгорания радиальными отверстиями 10 в ее боковой стенке. The rocket engine contains a combustion chamber 1 with a nozzle block 2. An acoustic damper 3 is mounted on the front bottom 4 of the engine between the powder charge checkers 5 and contains a cylindrical two-stage cavity with a large diameter of 6 and a smaller 7. A piston 8 with a spring 9 is placed in a stage with a large diameter and the narrowed cavity is placed in the channel between the powder checkers of the powder charge 5 and is connected to the combustion chamber by radial holes 10 in its side wall.

Работа описанного ракетного двигателя заключается в следующем. После зажжения порохового заряда 5 по мере его выгорания в камере ракетного двигателя возбуждаются колебания давления различной частоты. В условиях пульсирующего потока в камере газ находится в цилиндрической двухступенчатой полости, как в уширенной 6, так и в суженной 7 части демпфера 3. Колебательные движения газа вызывают раскачку поршня 8, усиливаемые пружиной 9, и генерируют противофазные колебания соответствующей частоты. Амплитуда этих колебаний достигает максимального значения, когда частота колебаний в камере приближается к собственной частоте акустического демпфера. При этом в канале между пороховыми шашками в непосредственной близости от торца суженной полости устанавливается стационарная относительно полости демпфера картина вторичных потоков, схожая с вихревыми кольцами. The operation of the described rocket engine is as follows. After ignition of the powder charge 5 as it burns out, pressure fluctuations of various frequencies are excited in the rocket engine chamber. Under conditions of a pulsating flow in the chamber, the gas is in a cylindrical two-stage cavity, both in the broadened 6 and narrowed 7 parts of the damper 3. Oscillatory movements of the gas cause the piston 8 to swing, amplified by the spring 9, and generate antiphase vibrations of the corresponding frequency. The amplitude of these oscillations reaches its maximum value when the oscillation frequency in the chamber approaches the natural frequency of the acoustic damper. Moreover, in the channel between the powder checkers in the immediate vicinity of the end of the narrowed cavity, a secondary flow pattern, stationary relative to the damper cavity, is established, similar to vortex rings.

В процессе роста амплитуды колебаний вихревая структура потоков заменяется струйной. В результате вязкого взаимодействия струй с неподвижным окружающим газом вихревые кольца образуются также на расстоянии нескольких диаметров отверстия от торца суженной части демпфера. Образующиеся кольца распространяются от отверстия в процессе этого движения, распадаются, способствуя турбулизации потока. Образование и распад вихревых колец и другие явления, связанные с распадом струй, составляют основной механизм диссипации энергии резонансных колебаний, являются стабилизирующим фактором. In the process of increasing the amplitude of the oscillations, the vortex structure of the flows is replaced by a jet one. As a result of the viscous interaction of the jets with the stationary surrounding gas, vortex rings are also formed at a distance of several diameters of the hole from the end of the narrowed part of the damper. The resulting rings propagate from the hole during this movement, disintegrate, contributing to the turbulence of the flow. The formation and decay of vortex rings and other phenomena associated with the decay of jets constitute the main mechanism for the dissipation of the energy of resonant oscillations and are a stabilizing factor.

Для получения максимально возможных значений амплитуд противофазных колебаний, полость демпфера предпочтительно выполнять в виде ступенчатого концентратора колебаний. Введение в конструкцию акустического демпфера подпружиненного поршня позволяет регулировать собственную частоту резонатора, обеспечивая увеличение коэффициентов поглощения в диапазоне частот, охватывающем все наиболее опасные моды колебаний, т. е. от первой до третьей поперечных мод. To obtain the maximum possible values of the amplitudes of antiphase vibrations, the cavity of the damper is preferably performed in the form of a stepped oscillation concentrator. The introduction of a spring-loaded piston into the design of the acoustic damper allows you to adjust the natural frequency of the resonator, providing an increase in absorption coefficients in the frequency range that covers all the most dangerous vibration modes, i.e., from the first to third transverse modes.

Радиальное отверстие 10, связывающее полость демпфера с камерой сгорания в районе переднего дна, обеспечивает дополнительную подпитку генератора во "всасывающем" режиме, что способствует повышению эффективности за счет подключения дополнительной массы газа и одновременно обеспечивает на обратном ходе подавление неустойчивого горения в районе переднего дна камеры между пороховыми шашками, где имеют место самые высокие амплитуды возмущений давления как для поперечных, так и для продольных колебаний. The radial hole 10, connecting the damper cavity with the combustion chamber in the region of the front bottom, provides additional make-up of the generator in the “suction” mode, which helps to increase efficiency by connecting an additional mass of gas and at the same time ensures the suppression of unstable combustion in the region of the front bottom of the chamber between powder bombs, where the highest amplitudes of pressure disturbances occur for both transverse and longitudinal vibrations.

Расположение генератора акустических колебаний на переднем дне камеры сгорания обеспечивает наиболее эффективное поглощение волн давления, которые в противном случае отражались бы в область, где находится основной источник неустойчивости поверхность горения шашки. The location of the acoustic oscillation generator at the front bottom of the combustion chamber provides the most efficient absorption of pressure waves, which would otherwise be reflected in the region where the main source of instability is the combustion surface of the checker.

Таким образом, использование предлагаемого технического решения позволяет подавить вибрационное горение в широком спектре частот за счет повышения интенсивности противофазных колебаний, излучаемых акустическим демпфером, что обеспечивает устойчивую работу ракетного двигателя, предотвращает его разрушение из-за колебаний давления, выходящих за расчетную величину, и прогар стенок из-за отслоения теплозащитных покрытий двигателя и бронепокрытия заряда. Thus, the use of the proposed technical solution allows to suppress vibrational combustion in a wide range of frequencies by increasing the intensity of out-of-phase oscillations emitted by the acoustic damper, which ensures stable operation of the rocket engine, prevents its destruction due to pressure fluctuations beyond the calculated value, and burnout of the walls due to the detachment of heat-protective coatings of the engine and armor-plating charge.

Claims

A SOLID FUEL ROCKET ENGINE, comprising a combustion chamber with a solid fuel charge placed therein, a nozzle and an acoustic damper mounted on the front bottom of the combustion chamber, made in the form of a cylindrical two-stage chamber, the lower stage of the chamber facing the nozzle and located in the charge channel, different the fact that the acoustic damper is equipped with a spring-loaded piston located in the step of the chamber of larger diameter, and on the side wall of the chamber of smaller diameter from the front of the bottom of the chambers A radial hole combustion.