RU2125174C1 - Solid-propellant rocket engine - Google Patents
Solid-propellant rocket engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2125174C1 RU2125174C1 RU98103168A RU98103168A RU2125174C1 RU 2125174 C1 RU2125174 C1 RU 2125174C1 RU 98103168 A RU98103168 A RU 98103168A RU 98103168 A RU98103168 A RU 98103168A RU 2125174 C1 RU2125174 C1 RU 2125174C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- section
- diameter
- charge
- channel
- passage
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетным двигателям твердого топлива, в частности к РДТТ с зарядами из высокоимпульсных смесевых твердых топлив, прочно скрепленными с корпусом, и может быть использовано в ракетах (реактивных снарядах) с твердотопливными двигателями, топлива которых склонны к вибрационному горению. The invention relates to rocket engines of solid fuels, in particular to solid propellant rocket engines with charges of high-pulse mixed solid fuels, firmly bonded to the body, and can be used in rockets (rockets) with solid fuel engines whose fuels are prone to vibrational combustion.
Объект изобретения представляет собой ракетный двигатель с прочно скрепленным с корпусом двигателя зарядом высокоимпульсного смесевого твердого топлива, предназначенный для преобразования потенциальной энергии топлива в кинетическую энергию носителя и может быть использован в качестве двигателя - движителя вновь разрабатываемого дальнобойного реактивного снаряда. The object of the invention is a rocket engine with a charge of high-pulse mixed solid fuel firmly bonded to the engine body, designed to convert the potential energy of the fuel into the kinetic energy of the carrier and can be used as an engine - mover of a newly developed long-range missile.
Вибрационное горение в камере РДТТ, сопровождающееся периодическим изменением давления, является вредным явлением и может существенно повлиять на надежность двигателя, сроки внедрения, стабильность внутрибаллистических характеристик и т.д. Так, например возникновение колебаний давления продольной моды, которые присущи РДТТ большого удлинения, особенно в случаях, когда отношение длины заряда к его диаметру превышает 12, сопровождается механическими вибрациями и появлением знакопеременных нагрузок в продольном направлении. Это может привести к нарушению работы бортовой системы управления и даже к разрушению двигателя и всего реактивного снаряда в целом. Vibration combustion in a solid propellant rocket chamber accompanied by a periodic change in pressure is a harmful phenomenon and can significantly affect engine reliability, timing of implementation, stability of ballistic characteristics, etc. So, for example, the occurrence of longitudinal mode pressure fluctuations, which are inherent in solid-state solid-state solid-state solid-state solid-state solid-state solid-state solid-state solid-state solid-state solid-state solid-state solid-state solid propellants, especially in cases where the ratio of the charge length to its diameter exceeds 12, is accompanied by mechanical vibrations and the appearance of alternating loads in the longitudinal direction. This can lead to disruption of the onboard control system and even to the destruction of the engine and the entire missile as a whole.
Поэтому при создании новых РДТТ одновременно с мероприятиями по увеличению полного импульса тяги, создаваемого двигательной установкой, осуществляются и мероприятия по стабилизации процессов горения заряда твердого топлива. Therefore, when creating new solid propellant rocket motors, simultaneously with measures to increase the total thrust impulse generated by the propulsion system, measures are taken to stabilize the combustion processes of the solid fuel charge.
Так, известно устройство, обеспечивающее гашение колебаний при возникновении вибрационного горения в РДТТ (см., например, патент США N 3786633 "Фиксация заряда и резонансная система гашения колебаний в РДТТ: кл. НКИ 60-255, МКИ F 02 К 9/06), и принятое авторами за аналог. В известном устройстве приводится конструктивная схема РДТТ с системой фиксации заряда и резонансным стержнем. РДТТ имеет корпус, воспламенитель, сопло и вкладной заряд, снабженный бронирующим покрытием на наружной поверхности и обоих торцах. Для гашения колебаний давления при возникновении нестабильного горения в РДТТ-аналоге используется резонансный стержень, размещенный в канале заряда. So, it is known a device that provides damping of vibrations in the event of vibrational combustion in solid propellant rocket motors (see, for example, US patent N 3786633 "Fixation of the charge and resonant damping system in solid propellant rocket motors: CL NKI 60-255, MKI F 02 K 9/06) , and adopted by the authors as an analogue. In the known device is a structural circuit of a solid-state solid-propellant rocket with a charge fixing system and a resonant rod. Solid-state rocket solid rocket motor has a housing, an igniter, a nozzle and an auxiliary charge provided with an armor coating on the outer surface and both ends. Ram unstable combustion in SRM-used analog resonance rod disposed in the charging channel.
Однако резонансные стержни не гасят высокочастотные колебания целого ряда мод, и в то же время размещение в канале заряда резонансного стержня не позволяет добиться высокой степени заполнения камеры двигателя топливом. However, the resonant rods do not absorb high-frequency vibrations of a number of modes, and at the same time, the placement of a resonant rod in the charge channel does not allow a high degree of filling the engine chamber with fuel.
Таким образом, задачей данного технического решения являлось гашение колебаний давления ряда мод при возникновении нестабильного горения заряда. Thus, the objective of this technical solution was to damp the pressure fluctuations of a number of modes in the event of unstable charge burning.
Общими признаками с предлагаемым авторами ракетным двигателем является наличие в составе устройства-аналога корпуса, воспламенителя, сопла и заряда. Common signs with the rocket engine proposed by the authors is the presence of a housing, igniter, nozzle and charge as part of an analog device.
В то же время для повышения эффективности гашения колебаний давления в двигателе широко применяются различные экраны, обеспечивающие приемлемые характеристики плотности заряжания. At the same time, to improve the efficiency of damping pressure fluctuations in the engine, various screens are widely used that provide acceptable characteristics of the loading density.
Поэтому наиболее близким по технической сущности и достигаемому техническому эффекту к заявляемому изобретению является "Реактивный двигатель твердого топлива" по заявке N 96105263 от 19.03.96 (положительное решение о выдаче патента Российской Федерации от 24.04.97), принятый авторами за прототип. Он содержит корпус, в котором установлены секционный заряд твердого топлива и демпфирующие кольца, сопловой блок и воспламенительное устройство, расположенные между секциями заряда акустические полости, образованные обращенными друг к другу торцевыми поверхностями соседних секций заряда. Therefore, the closest in technical essence and the achieved technical effect to the claimed invention is the "Jet engine of solid fuel" according to the application N 96105263 of 03/19/96 (a positive decision on the grant of a patent of the Russian Federation of 04/24/97), adopted by the authors for the prototype. It contains a housing in which a sectional charge of solid fuel and damping rings, a nozzle block and an ignition device, acoustic cavities between the charge sections, formed by facing each other by the end surfaces of adjacent charge sections, are installed.
РДТТ, принятый за прототип, функционирует следующим образом. The solid propellant rocket engine adopted for the prototype operates as follows.
При работе РДТТ продукты горения твердого топлива заряда движутся по газовому тракту двигателя, при этом в заряде на каждой из диафрагм образуется некоторый перепад давления, оказывающий сильное демпфирующее действие на низкочастотные колебания в РДТТ, а дополнительные акустические полости, расположенные между секциями заряда, обеспечивают эффективное гашение высокочастотных колебаний. During the operation of solid propellant solid propellant solid fuel combustion products, the charge moves along the gas path of the engine, while in the charge on each diaphragm a certain pressure drop is formed, which has a strong damping effect on low-frequency vibrations in solid propellant solid propellant rocket engines, and additional acoustic cavities located between the charge sections provide effective quenching high frequency vibrations.
Данный метод более эффективен, чем использование в РДТТ резонансных стержней, однако применение описанной конструкции привело к появлению нерасчетных пиков давления в начальный период работы двигателя при крайних положительных температурах. This method is more effective than the use of resonant rods in solid propellant motors, however, the use of the described design led to the appearance of off-design pressure peaks in the initial period of engine operation at extremely positive temperatures.
Таким образом, задачей данного технического решения-прототипа являлась разработка РДТТ, обеспечивающего при приемлемой плотности заряжания эффективное гашение колебаний. Thus, the objective of this technical solution, the prototype was the development of solid propellant rocket motors, which at an acceptable loading density provides effective damping.
Общими признаками с предлагаемыми авторами ракетным двигателем являются корпус, в котором установлены секционный заряд твердого топлива и расположенные между секциями заряда акустические полости. Common features with the rocket engine proposed by the authors are a housing in which a sectional charge of solid fuel and acoustic cavities located between the charge sections are installed.
В отличие от прототипа в предлагаемом авторами ракетном двигателе задняя оконечность щелевого (звездообразного) канала передней секции выполнена с расширяющимся участком, а передняя оконечность канала задней секции - с сужающимся участком, расширяющийся участок передней секции снабжен цилиндрической "ленточкой", ориентированной параллельно продольной оси канала и размещенной со стороны заднего торца секции на большем диаметре участка, за сужающимся участком задней секции выполнен уступ, преимущественно тороидальной формы, при этом максимальный диаметр сужающегося участка канала задней секции составляет 1,15 - 1,45 диаметра "лучей" канала передней секции, глубина "ленточки" составляет 0,015 - 0,025, а ее диаметр 0,5 - 0,7 диаметра щелей передней секции, высота уступа составляет 0,03 - 0,09 разности максимального диаметра сужающегося участка и собственно канала задней секции заряда. Unlike the prototype, in the rocket engine proposed by the authors, the rear end of the slotted (star-shaped) channel of the front section is made with an expanding section, and the front end of the channel of the rear section is made with a tapering section, the expanding section of the front section is equipped with a cylindrical "ribbon" oriented parallel to the longitudinal axis of the channel and located on the rear side of the section on the larger diameter of the section, behind the tapering section of the rear section there is a ledge, mainly of a toroidal shape, while the maximum diameter of the narrowing section of the channel of the rear section is 1.15 - 1.45 of the diameter of the "rays" of the channel of the front section, the depth of the "ribbon" is 0.015 - 0.025, and its diameter is 0.5 - 0.7 of the diameter of the slits of the front section, the height of the step is 0.03 - 0.09 of the difference in the maximum diameter of the tapering section and the actual channel of the rear section of the charge.
Именно это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявляемого технического решения и достигаемым техническим результатом. It is this that allows us to conclude that there is a causal relationship between the totality of the essential features of the claimed technical solution and the achieved technical result.
Указанные признаки, отличительные от прототипа, на которые распространяется испрашиваемый объем правовой защиты, во всех случаях достаточны. These signs, distinctive from the prototype, to which the requested amount of legal protection applies, in all cases are sufficient.
Задачей предлагаемого изобретения является создание ракетного двигателя твердого топлива, обеспечивающего стабильность внутрибаллистических характеристик (исключение нерасчетных пиков давления) при эффективном гашении как высокочастотных, так и низкочастотных колебаний давления в двигателе при высоких параметрах плотности заряжания. The objective of the invention is the creation of a rocket engine of solid fuel, ensuring the stability of ballistic characteristics (elimination of off-design pressure peaks) with effective damping of both high-frequency and low-frequency pressure fluctuations in the engine at high parameters of charge density.
Новая совокупность конструктивных элементов, форма их выполнения и взаимное расположение, а также соотношение размеров конструктивных элементов заявляемого двигателя позволяют, в частности за счет выполнения:
задней оконечности щелевого (звездообразного) канала передней секции с расширяющимся участком - предотвратить слияние пульсаций соседних рециркуляционных зон в колебания тангенциальной моды;
расширяющегося участка передней секции с цилиндрической "ленточкой", ориентированной параллельно продольной оси канала и размещенной со стороны заднего торца секции на большем диаметре участка глубиной 0,015 - 0,025, и диаметром 0,5 - 0,7 диаметра "лучей" передней секции; передней оконечности канала задней секции - с сужающимся участком максимальным диаметром, составляющим 1,15 - 1,45 диаметра "лучей" канала передней секции - исключить силовое взаимодействие потока продуктов сгорания с передним торцем задней секции заряда твердого топлива;
за сужающимся участком задней секции уступа, преимущественно тороидальной формы, высотой, составляющей 0,03 - 0,09 разности максимального диаметра сужающегося участка и собственно канала задней секции заряда - обеспечить безотрывное течение продуктов сгорания заряда твердого топлива на входе в канал задней секции.A new set of structural elements, the form of their execution and relative position, as well as the ratio of the sizes of the structural elements of the proposed engine allow, in particular due to the following:
the rear end of the slot (star-shaped) channel of the front section with an expanding section - to prevent the merging of the pulsations of adjacent recirculation zones into tangential mode oscillations;
an expanding section of the front section with a cylindrical "ribbon" oriented parallel to the longitudinal axis of the channel and placed on the side of the rear end of the section at a larger diameter of the section with a depth of 0.015-0.025, and a diameter of 0.5 - 0.7 of the diameter of the "rays" of the front section; the front end of the channel of the rear section - with a tapering section with a maximum diameter of 1.15 - 1.45 of the diameter of the "rays" of the channel of the front section - to exclude the force interaction of the flow of combustion products with the front end of the rear section of the solid fuel charge;
behind the tapering section of the rear section of the ledge, mainly of a toroidal shape, with a height of 0.03-0.09 of the difference in the maximum diameter of the tapering section and the channel of the rear section of the charge itself - to ensure an uninterrupted flow of combustion products of solid fuel charge at the entrance to the channel of the rear section.
Сущность изобретения заключается в том, что в ракетном двигателе, включающем секционный заряд твердого топлива и расположенные между секциями заряда акустические полости, в отличие от прототипа согласно изобретению задняя оконечность щелевого (звездообразного) канала передней секции выполнена с расширяющимся участком, а передняя оконечность канала задней секции - с сужающимся участком, расширяющийся участок передней секции снабжен цилиндрической "ленточкой", ориентированной параллельно продольной оси канала и размещенной со стороны заднего торца секции на большем диаметре участка, за сужающимся участком задней секции выполнен уступ, преимущественно тороидальной формы, при этом максимальный диаметр сужающегося участка канала задней секции составляет 1,15 - 1,45 диаметра "лучей" канала передней секции, глубина "ленточки" составляет 0,015 - 0,025, а ее диаметр 0,5 - 0,7 диаметра "лучей" передней секции, высота уступа составляет 0,03 - 0,09 разности максимального диаметра сужающегося участка и собственно канала задней секции заряда. The essence of the invention lies in the fact that in a rocket engine comprising a sectional charge of solid fuel and acoustic cavities located between the charge sections, in contrast to the prototype according to the invention, the rear tip of the slot (star) channel of the front section is made with an expanding section, and the front end of the channel of the rear section - with a tapering section, the expanding section of the front section is provided with a cylindrical "ribbon" oriented parallel to the longitudinal axis of the channel and placed on the side the rear end of the section on the larger diameter of the section, behind the tapering section of the rear section, a ledge is made, mainly of a toroidal shape, while the maximum diameter of the tapering section of the channel of the rear section is 1.15 - 1.45 of the diameter of the "rays" of the channel of the front section, the depth of the "ribbon" is 0.015-0.025, and its diameter 0.5-0.7 of the diameter of the "rays" of the front section, the height of the step is 0.03-0.09 of the difference in the maximum diameter of the tapering section and the actual channel of the rear section of the charge.
Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором на фиг. 1 изображен общий вид предлагаемого ракетного двигателя твердого топлива, а на фиг. 2 - график зависимости давления (Р) от соотношения высоты уступа (h) и разности максимального диаметра (D) сужающегося участка и диаметра (d) собственно канала задней секции заряда, от соотношения максимального диаметра (D) сужающегося участка канала задней секции и диаметра (Dл) "лучей" канала передней секции и от соотношения глубины (Влт) и диаметра (Dлт) "ленточки" с диаметром (Dл) "лучей" передней секции. The invention is illustrated by the drawing, in which in FIG. 1 shows a general view of the proposed solid fuel rocket engine, and FIG. 2 is a graph of the dependence of pressure (P) on the ratio of the step height (h) and the difference in the maximum diameter (D) of the tapering section and the diameter (d) of the channel of the rear section of the charge itself, on the ratio of the maximum diameter (D) of the tapering section of the channel of the rear section and the diameter ( Dl) of the "rays" of the channel of the front section and from the ratio of the depth (Vlt) and the diameter (Dlt) of the ribbon with the diameter (Dl) of the "rays" of the front section.
Предлагаемый РДТТ состоит из корпуса 1, в котором расположен заряд твердого топлива 2, состоящий из нескольких секций 3 с каналами 4, между которыми установлены демпфирующие кольца 5, соплового блока 6 и воспламенительного устройства 7. Между соседними секциями 3 заряда 2 размещены акустические полости 8, образованные торцевыми поверхностями 9 соседних секций 3 заряда 2. Задняя оконечность щелевого (звездообразного) канала 4п передней секции 3п выполнена с расширяющимся участком 10, а передняя оконечность канала 4з задней секции 3з - с сужающимся участком (заборником) 11. Расширяющийся участок 10 передней секции 3п снабжен цилиндрической "ленточкой" 12, ориентированной параллельно продольной оси канала 4п и размещенной со стороны заднего торца 9 секции 3п на большем диаметре участка 10, за сужающимся участком 11 задней секции 3з выполнен уступ 13, преимущественно тороидальной формы, при этом максимальный диаметр сужающегося участка 11 канала 4з задней секции 3з составляет 1,15 - 1,45 диаметра лучей канала 4п передней секции 3п, глубина "ленточки" 12 составляет 0,015 - 0,025, а ее диаметр 0,5 - 0,7 диаметра щелей передней секции 3п, высота уступа 13 составляет 0,03 - 0,09 разности максимального диаметра сужающегося участка 11 и собственно канала 4з задней секции 3з.The proposed solid propellant rocket motor consists of a housing 1, in which a solid fuel charge 2 is located, consisting of several sections 3 with channels 4, between which damping rings 5, a nozzle block 6 and an ignition device 7 are installed. Acoustic cavities 8 are placed between adjacent sections 3 of the charge 2, formed by the end surfaces 9 adjacent sections 3 charge 2. The rear end of the gap (radial) channel 4 n 3 n front section formed with an expanding portion 10, and channel front end 4 of the rear section 3 of - a tapered portion (intake) 11. The expanding portion 10 of the front section 3 is provided with a cylindrical n "ribbon" 12, oriented parallel to the longitudinal axis of the channel 4 and n placed at the rear end side of claim 9, section 3 at a larger diameter portion 10 of the tapered portion 11 of the rear section 3 h ledge 13 is made, mainly of a toroidal shape, while the maximum diameter of the tapering section 11 of the channel 4 s of the rear section 3 s is 1.15 - 1.45 of the diameter of the beams of the channel 4 p of the front section 3 p , the depth of the ribbon 12 is 0.015 - 0.025 and its diameter is 0.5 - 0.7 diameter slots of the front section 3 p , the height of the step 13 is 0.03 - 0.09 of the difference between the maximum diameter of the tapering section 11 and the channel 4 s of the rear section 3 s .
Реактивный двигатель твердого топлива работает следующим образом. A solid fuel jet engine operates as follows.
При течении продуктов сгорания заряда твердого топлива 2 по каналам 4 секции 3 заряда 2 на демпфирующих кольцах 5 происходит местное торможение в целом ускоряющегося потока, сопровождающееся подъемом статического давления и некоторыми потерями полного давления и поглощением акустической энергии, чем обеспечивается демпфирование низко- и среднечастотных колебаний. When the products of combustion of the charge of solid fuel 2 flow through the channels 4 of section 3 of charge 2 on the damping rings 5, local acceleration of the generally accelerating flow occurs, accompanied by a rise in static pressure and some loss of total pressure and absorption of acoustic energy, which ensures damping of low- and mid-frequency oscillations.
Высокочастотные колебания стабилизируются посредством резонансной акустической полости 8. По мере выгорания заряда 2 вследствие переменности по радиусу сечения полости 8 ее характеристики изменяются и отслеживают изменение объема газового столба в двигателе (изменение условий генерации колебаний). При выходе продуктов сгорания топлива секции 3п за торцы 9, в тени между "лучами" канала 4п образуются турбулентные рециркуляционные зоны, пульсации в которых могут развиваться в колебания тангенциальной моды. За счет подачи струи продуктов сгорания с поверхности меньшего диаметра канала 4п по образующей расширяющегося участка 10 в зону тени между "лучами", мощность рециркуляционных зон уменьшается, чем предотвращается слияние пульсаций соседних рециркуляционных зон в колебания тангенциальной моды. В то же время при течении вдоль "ленточки" 12 вектор скорости потока продуктов сгорания отклоняется с радиального направления на осевое, параллельное оси каналов 4, и направляется в заборник (сужающийся участок) 11, чем ограничивается силовое взаимодействие струи с торцем 9 секции 3з и исключается нерасчетное уменьшение проходного сечения канала 4з, исключая, тем самым, нерасчетный рост давления в передней секции 3п двигателя.High-frequency vibrations are stabilized by the resonant acoustic cavity 8. As the charge 2 burns out due to variability in the radius of the cross section of the cavity 8, its characteristics change and track the change in the volume of the gas column in the engine (change in the conditions for oscillation generation). When the products of combustion of fuel of section 3 p exit at the ends 9, in the shadow between the "rays" of the channel 4 p turbulent recirculation zones are formed, pulsations in which can develop into oscillations of the tangential mode. Due to the supply of a jet of combustion products from the surface of the smaller diameter of the channel 4 p along the generatrix of the expanding section 10 into the shadow zone between the "rays", the power of the recirculation zones is reduced, which prevents the merging of the pulsations of the neighboring recirculation zones into tangential mode oscillations. At the same time, when flowing along the “ribbon” 12, the vector of the flow rate of the combustion products deviates from the radial direction to the axial parallel to the axis of the channels 4 and is directed to the intake (tapering section) 11, which limits the force interaction of the jet with the end face 9 of section 3 s and an unaccountable decrease in the passage section of the channel 4 h is excluded, thereby eliminating an unaccounted pressure increase in the front section 3 p of the engine.
Как показали экспериментально-теоретические исследования, при уменьшении максимального диаметра участка 10 меньше 0,5 диаметра "лучей" канала 4п уменьшения мощности рециркуляционных зон, достаточного для безусловного гашения колебаний, не происходит. При превышении величины 0,7 диаметра "лучей" начинается перетекание продуктов горения из одного "луча" в другой, что вследствие флюктуаций описанного процесса приводит к развитию колебаний тангенциальной моды. Одновременно в этом случае, радиальная составляющая движения продуктов сгорания несмотря на наличие "ленточки" 12, не может быть погашена, вследствие чего продолжается силовое взаимодействие продуктов сгорания в торце 9 секции 3з, вызывающее рост давления в двигателе. Аналогичная картина наблюдается и при выполнении "ленточки" 12 с глубиной, меньшей 0,15, и сужающегося участка 11 с максимальным диаметром, меньшим 1,15 диаметра "лучей" канала 4п передней секции 3п. В случае же выполнения "ленточки" с глубиной, большей 0,25 диаметра "лучей" канала 4п, радиальная составляющая скорости продуктов сгорания гасится полностью, но при этом и прекращается подача газа в зону тени между "лучами" прекращается, и уменьшения мощности рециркуляционных зон, необходимого для предотвращения тангенциальных колебаний, не происходит. Если максимальный диаметр заборника 11 превышает 1,45 диаметра щелей канала 4п передней секции 3п , между потоком, истекающим из канала 4п, и поверхностью заборника (сужающегося участка) 11 возникают обратные потоки, обусловленные дополнительным свободным объемом, образующимся между основным потоком продуктов сгорания и поверхностью топлива, и развивающиеся в мощные рециркуляционные зоны. В результате теплоподвод к горящей поверхности резко увеличивается, увеличивая скорость горения топлива, что, в свою очередь, вызывает нерасчетный рост давления в двигателе. В месте пересечения сужающегося участка 11 с поверхностью канала 4з происходит изменение вектора скорости потока продуктов сгорания заряда 2 с радиального на осевое направление, однако отрыва потока от поверхности и развития рециркуляционной зоны не происходит, так как объем, в котором, как в прототипе, создавались бы обратные токи и развивалась турбулентность, занят уступом 13, тороидальная поверхность которого обтекается потоком безотрывно. При выполнении уступа с высотой, меньшей 0,03 разницы между начальным диаметром участка 11 и диаметром канала 4з безотрывное течение не обеспечивается, и несмотря на уступ 13 в начале канала 4з развивается рециркуляционная зона, приводящая к возникновению режима эрозионного горения и росту давления в двигателе. Если же уступ 13 выполнен с высотой, большей 0,09 разницы между начальным диаметром участка 11 и диаметром канала 4з , то уменьшение проходного сечения канала 4з превышает создаваемое развитой рециркуляционной зоной, что также приводит к росту давления.As shown by experimental and theoretical studies, while reducing the maximum diameter portion 10 of diameter less than 0.5 "beams" n channel 4 derating recirculation zones sufficient to unconditioned vibration absorption does not occur. When the value of 0.7 of the diameter of the "rays" is exceeded, the flow of combustion products from one "beam" to another begins, which, due to fluctuations of the described process, leads to the development of oscillations of the tangential mode. At the same time, in this case, the radial component of the movement of the combustion products, despite the presence of a “ribbon” 12, cannot be extinguished, as a result of which the force interaction of the combustion products at the end 9 of section 3 s continues, causing an increase in pressure in the engine. A similar pattern is observed when performing a “ribbon” 12 with a depth less than 0.15 and a tapering section 11 with a maximum diameter less than 1.15 the diameter of the “rays” of the channel 4 p of the front section 3 p . If the “ribbon” is made with a depth greater than 0.25 of the diameter of the “rays” of the channel 4 p , the radial component of the velocity of the combustion products is completely extinguished, but at the same time the gas supply to the shadow zone between the “rays” stops and the recirculation power decreases The zones necessary to prevent tangential vibrations do not occur. If the maximum diameter of the intake 11 exceeds 1.45 the diameter of the slots of the channel 4 p of the front section 3 p , between the flow flowing out of the channel 4 p and the surface of the intake (tapering section) 11 back flows occur due to the additional free volume formed between the main product stream combustion and the surface of the fuel, and developing into powerful recirculation zones. As a result, the heat supply to the burning surface increases sharply, increasing the burning rate of the fuel, which, in turn, causes an off-design pressure increase in the engine. At the intersection of the tapering section 11 with the surface of the channel 4h , the velocity vector of the flow of combustion products of charge 2 changes from radial to axial direction, however, the flow does not detach from the surface and the recirculation zone develops, since the volume in which, as in the prototype, was created so that reverse currents would develop turbulence, occupied by ledge 13, the toroidal surface of which flows continuously around the stream. When making a step with a height less than 0.03, the difference between the initial diameter of the section 11 and the diameter of the channel 4 s does not provide a continuous flow, and despite the step 13 at the beginning of the channel 4 s , a recirculation zone develops, which leads to the emergence of an erosive combustion mode and an increase in pressure in engine. If the step 13 is made with a height greater than 0.09 of the difference between the initial diameter of the section 11 and the diameter of the channel 4 s , then the decrease in the passage section of the channel 4 s exceeds the created by the developed recirculation zone, which also leads to an increase in pressure.
Выполнение ракетного двигателя в соответствии с изобретением позволило повысить стабильность внутрибаллистических характеристик двигателя при расширенном спектре частот подавляемых колебаний, уменьшив потери полного давления и подняв, тем самым, надежность и энергетические характеристики двигателя. The implementation of the rocket engine in accordance with the invention allowed to increase the stability of the ballistic characteristics of the engine with an expanded spectrum of frequencies of suppressed oscillations, reducing the loss of total pressure and thereby raising the reliability and energy characteristics of the engine.
Указанный положительный эффект подтвержден огневыми стендовыми испытаниями опытных образцов РДТТ, выполненного в соответствии с изобретением (отчет инв. N 46656). The indicated positive effect was confirmed by fire bench tests of prototypes of solid propellant rocket motors made in accordance with the invention (report inv. N 46656).
В настоящее время ведется разработка рабочей конструкторской документации, запланированы изготовление и предварительные испытания опытных образцов, намечено серийное производство двигателя. 4в Currently, development of working design documentation is underway, production and preliminary tests of prototypes are planned, mass production of the engine is scheduled. 4c
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU98103168A RU2125174C1 (en) | 1998-02-20 | 1998-02-20 | Solid-propellant rocket engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU98103168A RU2125174C1 (en) | 1998-02-20 | 1998-02-20 | Solid-propellant rocket engine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2125174C1 true RU2125174C1 (en) | 1999-01-20 |
| RU98103168A RU98103168A (en) | 1999-04-10 |
Family
ID=20202563
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU98103168A RU2125174C1 (en) | 1998-02-20 | 1998-02-20 | Solid-propellant rocket engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2125174C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2493400C1 (en) * | 2012-04-09 | 2013-09-20 | Открытое акционерное общество "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Composite solid propellant charge |
-
1998
- 1998-02-20 RU RU98103168A patent/RU2125174C1/en active
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2493400C1 (en) * | 2012-04-09 | 2013-09-20 | Открытое акционерное общество "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Composite solid propellant charge |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Roy et al. | Pulse detonation propulsion: challenges, current status, and future perspective | |
| JP6082575B2 (en) | How to locate the detonation transition during operation of a pulse detonation combustor | |
| US8707674B2 (en) | Pulse detonation tube with local flexural wave modifying feature | |
| JP5650910B2 (en) | Hybrid engine for power generation based on ground-mounted simple cycle pulse detonation combustor | |
| US4726279A (en) | Wake stabilized supersonic combustion ram cannon | |
| US20110047962A1 (en) | Pulse detonation combustor configuration for deflagration to detonation transition enhancement | |
| JP2012508864A (en) | Multi-tube, annular multi-cylinder pulse detonation combustor based engine | |
| JP4569951B2 (en) | Pulse detonation engine detonation damper | |
| JP6082576B2 (en) | Variable start location system for pulse detonation combustor | |
| RU2125174C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| Brownlee et al. | An experimental investigation of unstable combustion in solid propellant rocket motors | |
| US9217392B2 (en) | Vortex cannon with enhanced ring vortex generation | |
| CN117128107A (en) | Dual-mode knocking thrust chamber | |
| RU2461728C2 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2435059C1 (en) | Intermittent detonation engine | |
| RU2102623C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2125173C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2120560C1 (en) | Combustion chamber (versions) | |
| RU2163686C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2211351C1 (en) | Composite solid-propellant rocket engine | |
| RU2150599C1 (en) | Solid-propellant charge | |
| RU2147342C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2225574C1 (en) | Gas dynamic heater | |
| RU2263811C2 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| CN114738138B (en) | Pulse detonation combustion chamber structure and detonation method thereof |