RU2109159C1 - Solid-propellant rocket engine - Google Patents
Solid-propellant rocket engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2109159C1 RU2109159C1 RU95117506A RU95117506A RU2109159C1 RU 2109159 C1 RU2109159 C1 RU 2109159C1 RU 95117506 A RU95117506 A RU 95117506A RU 95117506 A RU95117506 A RU 95117506A RU 2109159 C1 RU2109159 C1 RU 2109159C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- nozzle
- central body
- neck
- outer contour
- area
- Prior art date
Links
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании РДТТ с регулируемым по сигналам системы управления ракетой в процессе ее полета значением суммарного импульса тяги. The invention relates to rocket technology and can be used to create solid propellant rocket engines with a variable thrust impulse value controlled by the signals of the missile control system during its flight.
Известно, что создание РДТТ с командным регулированием значения суммарного импульса тяги в полете необходимо для задач коррекции траектории ракеты, обеспечения полета по заданной программе, разделения ступеней, причаливания или мягкой посадки в условиях космического пространства [1]. Командное управление осевой тягой может осуществляться изменением площади критического сечения сопла, реализуемой, например, перемещением под действием гидроцилиндра центрального тела, установленного в районе критического сечения [2, рис. 10.14]. Скачкообразное изменение площади критического сечения может быть реализовано с двухпозиционным соплом в ракетном двигателе двойной тяги [3]. It is known that the creation of solid propellant rocket motors with command control of the total thrust impulse in flight is necessary for the tasks of correcting the trajectory of a rocket, ensuring flight according to a given program, separating steps, approaching or soft landing in outer space [1]. Axial thrust command can be carried out by changing the critical section area of the nozzle, realized, for example, by moving under the action of a hydraulic cylinder a central body installed in the critical section area [2, Fig. 10.14]. A spasmodic change in the critical cross-sectional area can be realized with a two-position nozzle in a double thrust rocket engine [3].
При очевидной конструктивной сложности приведенных схем двигателей задача глубокого регулирования импульса тяги радикально не решается. В самом деле, например, при уменьшении тяги время работы двигателя увеличивается и суммарный импульс JΣ , равный произведению тяги R на время 
Хорошая глубина регулирования как тяги R, так и суммарного импульса тяги JΣ (от Rmax до 0 и даже до отрицательных значений R) обеспечивается вращающимися управляющими соплами [4]. Эти сопла включают в себя дозвуковые части с осью, расположенной под углом (≈45o) к продольной оси двигателя, и сверхзвуковые части со своими осями. Оси дозвуковой части пересекаются под переменным углом α . Точка пересечения осей располагается до критического сечения. С помощью приводов (электромоторов) сверхзвуковые части могут вращаться относительно дозвуковых вокруг точки пересечения осей, изменяя тем самым угол α в широких пределах. При этом поперечная составляющая тяги противоположных сопел взаимоуравновешивается, а продольная составляющая меняется в широких пределах.A good regulation depth of both the thrust R and the total thrust impulse J Σ (from R max to 0 and even to negative R values) is ensured by rotating control nozzles [4]. These nozzles include subsonic parts with an axis located at an angle (≈45 o ) to the longitudinal axis of the engine, and supersonic parts with their axes. The axes of the subsonic part intersect at a variable angle α. The intersection point of the axes is located to the critical section. Using drives (electric motors), supersonic parts can rotate relative to subsonic around the point of intersection of the axes, thereby changing the angle α over a wide range. In this case, the transverse component of the thrust of the opposite nozzles is mutually balanced, and the longitudinal component varies over a wide range.
Сложность конструкции взаимоперемещающихся деталей газового тракта, проблемы герметизации, тепловой и эрозионной защиты, сложность конструкции приводов, системы управления их работой, накладываемые ограничения на степень расширения четырехсопловой конструкции существенно ограничивают область практического использования такой схемы. The complexity of the design of mutually moving parts of the gas path, the problems of sealing, thermal and erosion protection, the complexity of the design of the drives, the control systems for their operation, the restrictions on the degree of expansion of the four-nozzle design significantly limit the scope of practical use of such a scheme.
Ненамного проще конструкции устройства для регулирования тяги РДТТ [5]. На сопловом блоке с возможностью продольного перемещения установлена манжета, образующая щелевой канал вдоль поверхности заднего днища, а в заднем днище выполнена проточка, сообщающая камеру сгорания с щелевым каналом. Результирующая сила тяги РДТТ зависит от соотношения расходов газа через сопло и щелевой канал. Not much simpler than the design of the device for regulating the propulsion of a solid propellant rocket motor [5]. A cuff is installed on the nozzle block with the possibility of longitudinal movement, forming a slotted channel along the surface of the rear bottom, and a groove is made in the rear bottom, which communicates the combustion chamber with the slotted channel. The resulting thrust force of the solid propellant rocket motor depends on the ratio of gas flow rates through the nozzle and the slot channel.
Недостатками этого устройства являются:
невозможность регулирования тяги в широких пределах, например, чтобы обнулить тягу на какое-то время, понадобилось бы увеличить расход через щелевой канал в несколько раз по сравнению с расходом через критическое сечение основного сопла, наряду с трудноразрешимыми проблемами конструктивного характера это привело бы к падению давления в камере сгорания до такого уровня, при котором наблюдается неустойчивое горение заряда;
сложность и ненадежность конструкции, возникновение проблем герметизации и тепловой защиты подвижного стыка между манжетой и сопловым блоком;
необходимость применения довольно мощного привода для перемещения манжеты.The disadvantages of this device are:
the impossibility of regulating the thrust over a wide range, for example, in order to nullify the thrust for some time, it would be necessary to increase the flow rate through the slotted channel several times in comparison with the flow rate through the critical section of the main nozzle, along with intractable structural problems this would lead to a pressure drop in the combustion chamber to a level at which unstable combustion of the charge is observed;
the complexity and unreliability of the design, the occurrence of problems of sealing and thermal protection of the movable joint between the cuff and the nozzle block;
the need to use a fairly powerful drive to move the cuff.
Наиболее близким по технической сущности и достигаемому положительному эффекту к предполагаемому изобретению является РДТТ, в котором в период работы реализуются два значения площади минимального (т.е. критического) сечения [6] за счет того, что за основным соплом, имеющим большее критическое сечение, на пирозамке устанавливается блок, имеющий сопло с меньшим значением критического сечения. Если ось этого сопла, имеющего меньшее критическое сечение, будет направлена под углом к оси основного сопла, имеющего большее критическое сечение (в случае использования многосопловой конструкции), то проекция тяги для сопла, имеющего меньшее критическое сечение на продольную ось двигателя, будет меньше (вплоть до отрицательных значений, в зависимости от угла наклона осей), чем тяга с основным соплом, имеющим большее критическое сечение. Такое техническое решение при незначительном изменении внутрикамерного давления (площадь критического сечения основного и малого сопла при пересекающихся осях могут (и должны) отличаться не более чем на 5oC10%) позволяет регулировать тягу и импульс тяги двигателя в широких пределах (от Rmax до 0 и даже до отрицательных значений). Причем, для регулирования тяги не нужен специальный привод, достаточно надежного и простого по конструкции пирозамка.The closest in technical essence and the achieved positive effect to the proposed invention is solid propellant rocket motor, in which during operation two values of the minimum (ie critical) section area are realized [6] due to the fact that behind the main nozzle having a larger critical section, a block having a nozzle with a lower critical section value is mounted on the pyro lock. If the axis of this nozzle having a smaller critical section is directed at an angle to the axis of the main nozzle having a larger critical section (in the case of a multi-nozzle design), then the projection of the thrust for the nozzle having a smaller critical section on the longitudinal axis of the engine will be smaller (up to negative values, depending on the angle of inclination of the axes) than the thrust with the main nozzle having a larger critical section. Such a technical solution with a slight change in the chamber pressure (the critical sectional area of the main and small nozzles with intersecting axes can (and should) differ by no more than 5 o C10%) allows you to adjust the thrust and thrust of the engine in a wide range (from R max to 0 and even to negative values). Moreover, to regulate traction, a special drive is not needed that is sufficiently reliable and simple in design of the lock.
К недостаткам такого двигателя относятся:
1. Большое, часто недопустимое, возмущающее действие на ракету и систему управления в процессе отделения блока, содержащего сопло с малым значением критического сечения. Тяга двигателя в этот момент увеличивается до значения
R
где
P- внутрикамерное давление, соответствующее малому значению критического сечения;
S - площадь, ограниченная узлом уплотнения между основным соплом и устанавливаемым на нем блоком с малым соплом.The disadvantages of such an engine include:
1. A large, often unacceptable, disturbing effect on the rocket and control system in the process of separating the block containing the nozzle with a small critical cross section. The engine thrust at this moment increases to a value
R
Where
P - intracameral pressure corresponding to a small value of the critical section;
S is the area limited by the seal assembly between the main nozzle and the block with a small nozzle installed on it.
Заметим, что площадь S превосходит не менее, чем в 3oC4 раза площадь критического сечения основного сопла. Значение PS недопустимо велико даже в случае, если с целью уменьшения S расположение узла уплотнения максимально приближено к критическому сечению, т.е. узел уплотнения выполнен в деталях газового тракта основного сопла.Note that the area S exceeds not less than 3 o C4 times the critical section area of the main nozzle. The value of PS is unacceptably large even if, in order to reduce S, the location of the seal assembly is as close as possible to the critical section, i.e. the seal assembly is made in the details of the gas path of the main nozzle.
2. Невозможность достоверно спрогнозировать значение импульса тяги в течение переходного процесса отделения блока, содержащего сопло с малым значением критического сечения, когда тяга скачкообразно изменяется с первоначального значения до P•S, а затем постепенно, по мере удаления блока от основного сопла, до значения нового режима тяги. Причем чем больше абсолютное значение P•S отличается от значения тяги на максимальном режиме, тем больше погрешность прогнозирования импульса тяги в течение процесса отделения (т. е. если бы абсолютное значение разницы между максимальной тягой и значением P•S было бы на порядок меньше, то даже существующая относительная погрешность расчета была бы уже приемлемой для расчета с достаточной для практических целей точностью). 2. The inability to reliably predict the value of the thrust impulse during the transition process of separation of the block containing the nozzle with a small critical cross section, when the thrust changes stepwise from the initial value to P • S, and then gradually, as the block moves away from the main nozzle, to the value of the new one traction mode. Moreover, the greater the absolute value of P • S differs from the value of traction in the maximum mode, the greater the error in predicting the thrust impulse during the separation process (i.e., if the absolute value of the difference between the maximum traction and the value of P • S would be an order of magnitude smaller, then even the existing relative calculation error would be already acceptable for calculation with accuracy sufficient for practical purposes).
Недостоверность прогноза значения импульса тяги усиливается большим числом степеней свободы движущегося блока. Большое число степеней свободы при движении блока приводит к его значительным перекосам, вызывающим неравномерность скачков уплотнения, обуславливающую явления типа флаттера. The uncertainty of the forecast value of the thrust impulse is enhanced by a large number of degrees of freedom of the moving block. A large number of degrees of freedom during the movement of the block leads to its significant distortions, causing unevenness of the shock waves, causing phenomena like flutter.
3. Низкая надежность двигателя, связанная со сложностью конструкции узла уплотнения, выполненного с целью снижения значения P•S в деталях газового тракта основного сопла. Этот узел уплотнения работает при больших давлении и температуре и не должен препятствовать процессу отделения блока, содержащего сопло с малым значением критического сечения. 3. Low reliability of the engine, associated with the complexity of the design of the seal assembly, designed to reduce the value of P • S in the details of the gas path of the main nozzle. This seal assembly operates at high pressure and temperature and should not impede the process of separating a block containing a nozzle with a small critical section.
Кроме того, низкая надежность двигателя проявляется в возможности повреждения деталей газового тракта основного сопла движущимся блоком, содержащим сопло с малым значением критического сечения. Возможность повреждения обусловлена большим числом степеней свободы движущегося блока. In addition, the low reliability of the engine is manifested in the possibility of damage to the parts of the gas path of the main nozzle by a moving unit containing a nozzle with a small critical cross section. The possibility of damage is due to the large number of degrees of freedom of the moving block.
4. Увеличение габаритов двигателя в осевом направлении на величину выступающих за срез основного сопла элементов блока, содержащего сопло с малым значением критического сечения. 4. The increase in the dimensions of the engine in the axial direction by the size of the protruding beyond the cut of the main nozzle elements of the block containing the nozzle with a small value of the critical section.
5. Необратимость процесса отделения блока, содержащего сопло с малым значением критического сечения, т.е. если двигатель перешел на режим другой тяги, то обратный переход уже невозможен. 5. The irreversibility of the process of separating the block containing the nozzle with a small critical cross section, i.e. if the engine switched to a different thrust mode, then a reverse transition is no longer possible.
Целью настоящего изобретения является устранение перечисленных недостатков, а именно:
снижение возмущающего воздействия на ракету при переходном процессе и увеличение достоверности расчета такого возмущающего воздействия;
повышение надежности конструкции;
уменьшение габаритов двигателя в осевом направлении;
обеспечение возможности многократного перехода с одного режима тяги на другой и обратно.The aim of the present invention is to remedy these disadvantages, namely:
a decrease in the disturbing effect on the rocket during the transition process and an increase in the reliability of the calculation of such a disturbing effect;
increasing the reliability of the design;
reduction of the dimensions of the engine in the axial direction;
providing the possibility of multiple transitions from one traction mode to another and vice versa.
Сущность изобретения заключается в том, что в известном ракетном двигателе твердого топлива, содержащем корпус, заряд, воспламенитель и сопло с центральным телом, а наружный контур проточного тракта сопла имеет горловину, причем сопло состоит из неподвижной части, имеющей выполненные под углом к оси сопла расходные отверстия, и размещенного на неподвижной части телескопически сдвигаемого насадка, расходные отверстия выполнены по потоку за горловиной сопла. С телескопически сдвигаемым насадком связано центральное тело, входящее в неподвижную часть сопла за расходными отверстиями таким образом, что суммарная проходная площадь расходных отверстий и кольцевого зазора между наружным контуром сопла и центральным телом меньше или равна проходной площади горловины наружного контура проточного тракта сопла. Возможность продольного перемещения телескопически сдвигаемого насадка и центрального тела обеспечивает увеличение проходной площади кольцевого зазора между наружным контуром сопла и центральным телом до значения, превышающего площадь горловины сопла. С телескопически сдвигаемым насадком связана цилиндрическая шторка, радиальные отверстия которой совмещены с расходными отверстиями. Воспламенитель двигателя размещен в центральном теле. The essence of the invention lies in the fact that in the known rocket engine of solid fuel containing a housing, a charge, an igniter and a nozzle with a central body, and the outer contour of the nozzle flow path has a neck, and the nozzle consists of a fixed part having consumables made at an angle to the axis of the nozzle holes, and placed on a fixed part of a telescopically movable nozzle, consumable holes are made downstream of the nozzle neck. A central body is connected with the telescopically movable nozzle, which enters the fixed part of the nozzle behind the supply openings in such a way that the total passage area of the supply openings and the annular gap between the outer contour of the nozzle and the central body is less than or equal to the passage area of the neck of the outer contour of the nozzle flow path. The possibility of longitudinal movement of the telescopically shifted nozzle and the central body provides an increase in the passage area of the annular gap between the outer contour of the nozzle and the central body to a value exceeding the area of the nozzle neck. A cylindrical shutter is connected with a telescopically movable nozzle, the radial openings of which are aligned with the supply openings. The engine igniter is located in the central body.
Указанная цель достигается тем, что при переходных процессах не образуется внешних (т.е. уже не принадлежащих двигателю, отстреливаемых от него) тел, обуславливающих возмущающее действие на двигатель и ракету, т.е. тяга при переходном процессе не может существенно превосходить свое номинальное значение на максимальном режиме. Уменьшение абсолютной величины возмущающего воздействия приводит к относительному повышению достоверности прогноза импульса тяги. Кроме того, повышение достоверности прогноза обеспечивается тем, что управляющий элемент - центральное тело имеет только одну степень свободы. This goal is achieved by the fact that during transients no external (that is, already belonging to the engine, shot from it) bodies are formed that cause a disturbing effect on the engine and rocket, i.e. traction during the transition process cannot significantly exceed its nominal value at maximum mode. A decrease in the absolute value of the disturbing effect leads to a relative increase in the reliability of the prediction of the thrust impulse. In addition, increasing the reliability of the forecast is ensured by the fact that the control element - the central body has only one degree of freedom.
Наличие только одной степени свободы повышает надежность двигателя. Отсутствие отделяемых от двигателя частей исключает возможность повреждения деталей газового тракта сопла. Повышение надежности двигателя обеспечивается еще и тем, что его схема не требует применения сложных и малонадежных быстроразделяемых уплотнительных узлов, работающих в условиях больших давлений и температур. В самом деле, между неподвижным и перемещающимся элементами сопла не только нет уплотнения, но и всегда имеется гарантированный зазор, по которому, не вызывая аварийной ситуации прогара, течет газ. Перекрытие расходных отверстий шторкой не требует специальных мероприятий по герметизации, т.к. перепад давления между объемом расходного отверстия и окружающей средой не превышает 0,1 МПа. Практика показывает, что утечки газа через негерметичные стыки деталей газового тракта при таком перепаде давления не приводят к разгарам этих стыков, а также к существенным потерям удельного импульса. The presence of only one degree of freedom increases the reliability of the engine. The absence of parts detachable from the engine eliminates the possibility of damage to parts of the gas path of the nozzle. Improving the reliability of the engine is also ensured by the fact that its circuit does not require the use of complex and unreliable quickly separable sealing units operating under conditions of high pressures and temperatures. In fact, not only is there no seal between the fixed and moving nozzle elements, but there is always a guaranteed gap through which, without causing a burnout emergency, gas flows. Overlapping of supply openings with a shutter does not require special sealing measures, as the pressure difference between the volume of the supply opening and the environment does not exceed 0.1 MPa. Practice shows that gas leaks through leaking joints of parts of the gas path at such a pressure differential do not lead to the height of these joints, as well as to significant losses in specific impulse.
Уменьшение габаритов двигателя в осевом направлении достигается за счет того, что, во-первых, предлагаемая конструктивно компоновочная схема не требует того, чтобы за срез основного сопла выступали управляющие величиной тяги элементы, а во-вторых, сопло предлагаемого двигателя является телескопически складываемым. The reduction of the dimensions of the engine in the axial direction is achieved due to the fact that, firstly, the proposed structural layout scheme does not require that the thrust control elements protrude beyond the main nozzle, and secondly, the nozzle of the proposed engine is telescopically folding.
Обратимость (в случае необходимости, вызванной требованиями технического задания) процесса перехода двигателя с одного режима тяги на другой и обратно может легко достигаться перемещением с помощью дополнительно установленного привода телескопически сдвигаемого насадка вдоль продольной оси как вперед, так и назад. При этом, с целью компенсации газодинамических сил, действующих на центральное тело, в конструкцию легко может быть введен серворазгружающий элемент. The reversibility (if necessary, caused by the requirements of the technical specifications) of the process of transition of the engine from one thrust mode to another and vice versa can be easily achieved by moving with the help of an additionally installed drive a telescopically shifted nozzle along the longitudinal axis both forward and backward. Moreover, in order to compensate for the gas-dynamic forces acting on the central body, a servo-unloading element can easily be introduced into the structure.
Предлагаемое настоящим изобретением техническое решение неизвестно из патентной и технической литературы. The technical solution proposed by the present invention is unknown from the patent and technical literature.
Изобретение поясняется чертежом на котором показан продольный разрез ракетного двигателя твердого топлива. Этот двигатель содержит корпус 1 с размещенным в нем зарядом 2. Неподвижная часть 3 сопла закреплена на заднем фланце корпуса 1. Профиль газового тракта неподвижной части 3 образован сужающимся участком, горловиной 4 и расширяющимся участком 5. Расширяющийся участок 5 неподвижной части 3 сопла имеет диаметрально противоположные радиальные (или выполненные под углом к оси сопла) расходные отверстия 6. На наружной цилиндрической поверхности неподвижной части 3 сопла установлена с возможностью продольного перемещения цилиндрическая шторка 7. В шторке 7 выполнены радиальные отверстия 8, совмещенные в исходном (сложенном) положении с расходными отверстиями 6. Со шторкой 7 жестко связан телескопически сдвигаемый насадок 9 сверхзвукового раструба сопла. На срезе телескопически сдвигаемого насадка 9 с помощью пилонов 10 установлено центральное тело 11. В сложенном положении телескопически сдвигаемого насадка 9 связанное с ним центральное тело 11 входит в расширяющийся участок 5 неподвижной части 3 сопла за расходными отверстиями 6 таким образом, что суммарная проходная площадь расходных отверстий 6 и кольцевого зазора 12 между наружным расширяющимся контуром 5 неподвижной части 3 сопла и центральным телом 11 несколько меньше проходной площади горловины 4 наружного контура проточного тракта сопла. Ход телескопически сдвигаемого насадка 9 обеспечивает увеличение проходной площади кольцевого зазора 12 до уровня, превышающего значение проходной площади горловины 4. В исходном (сложенном) состоянии телескопически сдвигаемый насадок 9 зафиксирован относительно неподвижной части сопла 3 посредством пирозамка 13, выполненного, например, в виде стопорящих кососрезанных кулачков, стянутых стальной лентой, снабженной пироболтом. Внутри центрального тела размещен воспламенитель 14. Заглушка двигателя состоит из кольцевой части 15, установленной на срезе телескопически сдвигаемого насадка 9, и нескольких индивидуальных частей 16, устанавливаемых в расходных отверстиях 6. The invention is illustrated by the drawing which shows a longitudinal section of a rocket engine of solid fuel. This engine comprises a housing 1 with a charge 2 placed therein. The fixed nozzle portion 3 is fixed to the rear flange of the housing 1. The gas path profile of the fixed portion 3 is formed by a tapering portion, a neck 4 and an expanding portion 5. The expanding portion 5 of the fixed nozzle portion 3 has diametrically opposite radial (or made at an angle to the axis of the nozzle) flow openings 6. On the outer cylindrical surface of the fixed part 3 of the nozzle, a cylindrical curtain 7. the shutter 7 has radial openings 8 aligned in the initial (folded) position with the supply openings 6. A telescopically shifted nozzle 9 of the supersonic nozzle socket is rigidly connected to the shutter 7. A central body 11 is mounted on a slice of the telescopically movable nozzle 9 using pylons 10. In the folded position of the telescopically movable nozzle 9, the central body 11 connected to it enters the expanding section 5 of the fixed part 3 of the nozzle behind the supply openings 6 so that the total passage area of the supply openings 6 and the annular gap 12 between the outer expanding contour 5 of the fixed part 3 of the nozzle and the central body 11 is somewhat smaller than the passage area of the neck 4 of the outer contour of the flow path with la. The stroke of the telescopically shifted nozzle 9 provides an increase in the passage area of the annular gap 12 to a level exceeding the value of the passage area of the neck 4. In the initial (folded) state, the telescopically shifted nozzles 9 are fixed relative to the fixed part of the nozzle 3 by means of a pyrozam 13 made, for example, in the form of locking oblique cams tightened with steel tape equipped with pyro bolt. An igniter 14 is placed inside the central body. The engine plug consists of an annular part 15 mounted on a slice of a telescopically movable nozzle 9, and several individual parts 16 installed in the supply openings 6.
Устройство работает следующим образом. Запуск РДТТ осуществляется при подаче сигнала на пиропатрон воспламенителя 14. Форс пламени через отверстие в центральном теле 11 омывает поверхность заряда 2. При нарастании давления в камере сгорания происходит вылет частей 15 и 16 заглушки, после чего двигатель выходит на режим минимальной тяги. Режим минимальной тяги реализуется благодаря тому, что суммарная проходная площадь расходных отверстий 6 и кольцевого зазора 12 между наружным контуром 5 неподвижной части сопла 3 и центральным телом 11 несколько меньше проходной площади горловины 4. Таким образом, эта суммарная проходная площадь образует в сложенном положении телескопически сдвигаемого насадка 9 критическое сечение газового потока. При этом тяга от расходных отверстий 6 относится к тяге от основного сопла так, как относится площадь расходных отверстий 6 к площади кольцевого зазора 12. Соотношение тяги от основного сопла и проекции тяги от расходных отверстий 6 на продольную ось двигателя определяет величину тяги двигателя на минимальном режиме. После выработки на минимальном режиме определенного процента от количества имеющегося топлива, система управления выдает команду перехода на режим максимальной тяги в виде сигнала на пирозамок 13. В результате срабатывания пирозамка 13 центральное тело 11 вместе с телескопически сдвигаемым насадком 9 под действием газодинамических сил сдвигаются переводя сопло в разложенное положение. При этом, благодаря тому, что проходная площадь кольцевого зазора 12 становится больше площади горловины 4, критическое сечение "садится" на горловину 4. При перемещении телескопически сдвигаемого насадка 9 перекрываются расходные отверстия 6 шторкой 7. Благодаря тому, что к этому времени расходные отверстия 6 оказываются позади (по потоку) критического сечения - горловины 4, статическое давление в расходных отверстиях 6 составляет 0,03 - 0,15 от внутрикамерного давления (т.е. 0,05-0,15 МПа). При таком перепаде давления особой герметичности перекрытия отверстий 6 не требуется. Практически весь газовый поток идет по основному соплу, создавая осевую тягу. Тем самым обеспечивается режим максимальной тяги. На режиме максимальной тяги площадь критического сечения несколько больше, а внутрикамерное давление несколько меньше, чем на режиме минимальной тяги. The device operates as follows. The start of the solid propellant rocket motor is carried out by applying a signal to the igniter igniter 14. The force of the flame through the hole in the central body 11 washes the surface of the charge 2. With increasing pressure in the combustion chamber, the plug parts 15 and 16 take off, after which the engine enters the minimum thrust mode. The minimum thrust mode is realized due to the fact that the total passage area of the supply openings 6 and the annular gap 12 between the outer contour 5 of the fixed part of the nozzle 3 and the central body 11 is somewhat smaller than the passage area of the neck 4. Thus, this total passage area forms a telescopically shifted position when folded nozzle 9 is a critical section of the gas stream. In this case, the thrust from the supply openings 6 refers to the thrust from the main nozzle, as the area of the supply openings 6 relates to the area of the annular gap 12. The ratio of the thrust from the main nozzle and the projection of the thrust from the supply openings 6 to the longitudinal axis of the engine determines the amount of engine thrust at the minimum mode . After a certain percentage of the amount of available fuel is generated at the minimum mode, the control system gives the command to switch to maximum thrust mode in the form of a signal to the pyro lock 13. As a result of the pyro lock operation, the central body 11, together with the telescopically movable nozzle 9, are shifted by the gas-dynamic forces, translating the nozzle into unfolded position. Moreover, due to the fact that the passage area of the annular gap 12 becomes larger than the area of the neck 4, the critical section “sits” on the neck 4. When moving the telescopically movable nozzle 9, the flow openings 6 are closed by the shutter 7. Due to the fact that the flow openings 6 by this time turn out to be behind (downstream) the critical section - neck 4, the static pressure in the supply openings 6 is 0.03 - 0.15 of the intracameral pressure (i.e. 0.05-0.15 MPa). With this pressure drop, special tightness of the overlap of the holes 6 is not required. Almost the entire gas flow goes through the main nozzle, creating axial thrust. This ensures maximum traction. In the maximum traction mode, the critical section area is slightly larger, and the chamber pressure is somewhat less than in the minimum traction mode.
Отметим, что характер работы предлагаемого двигателя может отличаться от вышеописанного. Так, двигатель может осуществлять переход с режима максимальной тяги на режим минимальной тяги с помощью газодинамических сил или с помощью специального привода. Кроме того, двигатель может осуществлять несколько переходов с одного режима на другой и обратно в течение своей работы. Note that the nature of the proposed engine may differ from the above. So, the engine can make the transition from maximum thrust to minimum thrust using gas-dynamic forces or using a special drive. In addition, the engine can make several transitions from one mode to another and vice versa during its operation.
Технико-экономическая эффективность предлагаемого изобретения по сравнению с прототипом, в качестве которого взят РДТТ, в котором в период работы реализуются два значения площади минимального (т.е. критического) сечения [6], заключается в
снижении возмущающего воздействия на ракету при переходном процессе и увеличении достоверности расчета такого возмущающего воздействия;
повышении надежности конструкции;
уменьшении габаритов двигателя в осевом направлении;
обеспечении возможности многократного перехода с одного режима тяги на другой и обратно.The technical and economic efficiency of the invention in comparison with the prototype, which is taken as a solid propellant rocket motor, in which during operation two values of the minimum (ie critical) section area are realized [6], is
reducing the disturbing effect on the rocket during the transition process and increasing the reliability of the calculation of such a disturbing effect;
increase the reliability of the design;
reducing the size of the engine in the axial direction;
providing the possibility of multiple transitions from one traction mode to another and vice versa.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU95117506A RU2109159C1 (en) | 1995-10-12 | 1995-10-12 | Solid-propellant rocket engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU95117506A RU2109159C1 (en) | 1995-10-12 | 1995-10-12 | Solid-propellant rocket engine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU95117506A RU95117506A (en) | 1997-09-20 |
| RU2109159C1 true RU2109159C1 (en) | 1998-04-20 |
Family
ID=20172862
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU95117506A RU2109159C1 (en) | 1995-10-12 | 1995-10-12 | Solid-propellant rocket engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2109159C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2445490C2 (en) * | 2007-11-06 | 2012-03-20 | Эрбюс Операсьон (Сас) | Method for improving characteristics of double-flow jet turbine engine |
-
1995
- 1995-10-12 RU RU95117506A patent/RU2109159C1/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (2)
| Title |
|---|
| 1. Фахрутдинов И.Х., Котельников А.В. Конструкция и проектирование ракетных двигателей твердого топлива. - М.: Машиностроение. 1987, с. 26. 2. Абугов Д.И., Бобылев В.М. Теория и расчет ракетных двигателей, твердого топлива. Учебник для машиностроительных ВУЗов. - М.: Машиностроение, 1987, с. 177. 3. * |
| 6. Липатов А.М., Алиев А.В. Проектирование ракетных двигателей твердого топлива. Учебник для студентов ВУЗов. - М.: Машиностроение, 1995, с. 286, рис. 8. 14. * |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2445490C2 (en) * | 2007-11-06 | 2012-03-20 | Эрбюс Операсьон (Сас) | Method for improving characteristics of double-flow jet turbine engine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US3036430A (en) | Jet control apparatus | |
| RU2265132C2 (en) | Jet engine installation | |
| US8443585B2 (en) | Thrust reversing variable area nozzle | |
| US4947644A (en) | Diverging portion of discontinuous curvature for a rocket engine nozzle | |
| JP2767186B2 (en) | Jet engine | |
| US5437411A (en) | Vectoring exhaust nozzle flap and seal positioning apparatus | |
| US6668542B2 (en) | Pulse detonation bypass engine propulsion pod | |
| US3524588A (en) | Silencer for aircraft jet engines | |
| JP2006037949A (en) | Divided shroud type exhaust nozzle | |
| US6142416A (en) | Hydraulic failsafe system and method for an axisymmetric vectoring nozzle | |
| US3142153A (en) | Solid propellant rocket thrust vectoring system | |
| Herman et al. | Performance of plug-type rocket exhaust nozzles | |
| US3151446A (en) | Propulsion devices | |
| US3192714A (en) | Variable thrust rocket engine incorporating thrust vector control | |
| US3346193A (en) | Supersonic ejector type exhaust nozzle | |
| US2972860A (en) | Combined variable ejector and thrust reverser | |
| JP2000502773A (en) | Extendable tail tube for propulsion device | |
| US5713537A (en) | Blockerless thrust reverser | |
| RU2109159C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| US3210937A (en) | Thrust control apparatus | |
| US4484439A (en) | Thrust reversal system | |
| US4050243A (en) | Combination solid fuel ramjet injector/port cover | |
| US3495408A (en) | Self-actuating nozzle plug | |
| US8141338B2 (en) | Device for injecting mono-propellant at a flow rate that can be modulated with an injection speed that is stable | |
| US4821962A (en) | Propeller nozzles thereby reducing lateral forces |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20061013 |