RU2125175C1

RU2125175C1 - Solid-propellant rocket engine

Info

Publication number: RU2125175C1
Application number: RU98103167A
Authority: RU
Inventors: Л.И. Обозов; А.А. Каширкин; Д.М. Петуркин; В.В. Семилет; Н.А. Макаровец; Г.В. Куценко; В.И. Некрасов; И.Д. Шеврикуко; Г.Н. Амарантов; В.Д. Смирнов; Г.Э. Кузьмицкий; Н.М. Вронский; В.М. Лисовский; С.И. Гринберг; Л.Б. Макаров; В.Г. Филатов
Original assignee: Пермский завод им.С.М.Кирова; Научно-производственное объединение им.С.М.Кирова
Priority date: 1998-02-20
Filing date: 1998-02-20
Publication date: 1999-01-20

Abstract

FIELD: rocket engines. SUBSTANCE: this relates to rocket projectiles of volley fire systems. Rocket engine has body with relative elongation of more than 12 calibers and charge strongly connected with body and made in the form of two half-charges. Tail half-charge is made with tapered axial passage which widens towards nozzle, taper angle being equal to 0,05-0.5 deg. Head half-charge is made with star-shaped passage in which distance from top of star arm to body is equal to 0.75-0.9 of thickness of initial firing dome as average in length of tail half-charge. Relative elongation of half-charges is determined as equal to 6-6.5 of internal diameter of body. Aforesaid embodiment of engine allows for reducing period of final burning of charge with simultaneous enhancing stability of process. EFFECT: higher efficiency. 1 dwg

Description

Предлагаемое изобретение относится к области ракетной техники, в частности к ракетным двигателям твердого топлива, и может найти применение в реактивных системах залпового огня (РСЗО) как вновь разрабатываемых, так и в модернизируемых. The present invention relates to the field of rocket technology, in particular to solid propellant rocket engines, and may find application in multiple launch rocket systems (MLRS) both newly developed and modernized.

Улучшение эксплуатационных характеристик РСЗО в значительной степени определяется ростом стабильности функционирования ракетных двигателей снарядов, достигаемой за счет выбора рациональных соотношений геометрических и физических параметров отдельных узлов и элементов двигателя. Improving the operational characteristics of the MLRS is largely determined by the increase in the stability of the rocket engines of shells, achieved by choosing rational ratios of the geometric and physical parameters of individual components and engine elements.

Известен РДТТ, содержащий корпус, прочно скрепленный с ним заряд и сопло (см. , например, А.М.Виницкий. Ракетные двигатели на твердом топливе.- М.: Машиностроение, 1973, с. 10), принятый за аналог. Применение такого РДТТ для снарядов РСЗО увеличивает риск получения недопустимого по критериям точности и кучности стрельбы разброса полного импульса РДТТ, связанного с нестабильностью процесса догорания прочно скрепленного заряда. Known solid propellant rocket engine containing a housing, a charge firmly bonded to it and a nozzle (see, for example, A.M. Vinitsky. Solid propellant rocket engines. - M.: Mashinostroenie, 1973, p. 10), adopted as an analogue. The use of such a solid propellant solid propellant rocket for MLRS shells increases the risk of obtaining an unacceptable by the criteria of accuracy and accuracy of fire dispersion of the full pulse of the solid propellant rocket motor associated with the instability of the process of burning out a strongly bonded charge.

Общими признаками с предлагаемым авторами РДТТ является наличие корпуса, прочно скрепленного с ним заряда твердого топлива и соплового блока. Однако данная конструкция не позволяет в случае больших относительных удлинений корпуса (сверх 12 калибров) добиться стабильности внутрибаллистических характеристик РДТТ из-за нестабильности процессов догорания. A common feature with the proposed solid propellant rocket motor is the presence of a housing firmly bonded to it with a charge of solid fuel and a nozzle block. However, this design does not allow in the case of large relative elongations of the body (over 12 calibers) to achieve stability of the ballistic characteristics of solid propellant rocket motors due to the instability of the afterburning processes.

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому техническому эффекту к заявляемому изобретению является РДТТ со схемой, представленной в книге И.Х.Фахрутдинов, А.В.Котельников. Конструкция и проектирование ракетных двигателей твердого топлива. - М. : Машиностроение, 1987, с. 10-12, принятый за прототип. Он содержит корпус, прочно скрепленный с ним заряд с развитой поверхностью горения в данной части заряда и сопло. The closest in technical essence and the achieved technical effect to the claimed invention is a solid propellant rocket motor with the circuit presented in the book by I.Kh. Fakhrutdinov, A.V. Kotelnikov. Design and engineering of solid propellant rocket engines. - M.: Mechanical Engineering, 1987, p. 10-12, adopted as a prototype. It contains a housing, a charge firmly bonded to it with a developed combustion surface in this part of the charge, and a nozzle.

РДТТ, принятый за прототип, функционирует следующим образом. При подаче импульса электрического тока на воспламенительное устройство последнее срабатывает и зажигает заряд. Горение заряда происходит по внутренней поверхности (каналу). Образующиеся пороховые газы истекают через сопло и создают тягу. The solid propellant rocket engine adopted for the prototype operates as follows. When a pulse of electric current is supplied to the igniter, the latter is triggered and ignites the charge. Charge burning occurs on the inner surface (channel). The resulting powder gases flow out through the nozzle and create traction.

Однако такому РДТТ присущ ряд недостатков, основным из которых является невозможность получения стабильных тяговых характеристик при догорании высокоимпульсных зарядов большого относительного удлинения (сверх 12 калибров), что отрицательно сказывается на стабильности внутрибаллистических характеристик РДТТ в целом, выходных характеристик, а следовательно, кучности и точности стрельбы РСЗО. Таким образом, задачей известного технического решения-прототипа являлась разработка РДТТ, обеспечивающего высокие тяговые характеристики без учета возможности его использования в снарядах РСЗО, характеризующихся большими относительными удлинениями (двигателя 12-15 калибров при удлинении снаряда 20-25 калибров). However, there are a number of drawbacks inherent in such a solid propellant rocket motor, the main of which is the inability to obtain stable traction characteristics when high-pulse charges of large relative elongation (over 12 gauges) are burned out, which negatively affects the stability of the internal ballistic characteristics of the solid propellant rocket mass as a whole, output characteristics, and therefore accuracy and accuracy of fire MLRS. Thus, the objective of the known technical solution of the prototype was the development of solid propellant rocket propulsion, providing high traction characteristics without taking into account the possibility of its use in MLRS shells, characterized by large relative elongations (12-15 caliber engine with a projectile extension of 20-25 calibres).

Общими признаками с предлагаемым авторами ракетным двигателем является наличие корпуса, прочно скрепленного с ним заряда и соплового блока. В отличие от прототипа предлагаемый авторами ракетный двигатель имеет корпус с относительным удлинением более 12 калибров и прочно скрепленный с ним заряд, выполненный в виде двух полузарядов, в котором хвостовой полузаряд выполнен с коническим осевым каналом, расширяющимся к соплу, с углом конусности 0,05-0,5^o, а головной полузаряд выполнен со звездообразным каналом, в котором расстояние l от вершины луча звезды до корпуса составляет 0,75-0,9 средней по длине хвостового полузаряда толщины его начального горячего свода L, причем относительное удлинение полузарядов определено равным 6-6,5 внутреннего диаметра корпуса.Common signs with the rocket engine proposed by the authors is the presence of a body, a charge firmly bonded to it and a nozzle block. In contrast to the prototype, the rocket engine proposed by the authors has a housing with a relative elongation of more than 12 calibers and a solid charge attached to it, made in the form of two half charges, in which the tail half charge is made with a conical axial channel expanding to the nozzle with a taper angle of 0.05- 0,5 ^o, and the head is provided with a radial poluzaryad channel, wherein the distance l from the top of the beam to the star shell is 0.75-0.9 average length of the tail of its initial thickness poluzaryada hot arch L, and the relative y Linen poluzaryadov determined to be 6-6.5 inner diameter of the housing.

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.

Целью изобретения является создание РДТТ, обеспечивающего за счет выбора рационального соотношения основных конструктивных параметров исключение вероятности возникновения повышенных разбросов внутрибаллистических характеристик РДТТ путем резкого уменьшения времени догорания заряда и, тем самым, достижение высоких значений точности и кучности стрельбы РСЗО. The aim of the invention is the creation of a solid propellant rocket motor, which, by choosing a rational ratio of the main structural parameters, eliminates the likelihood of increased dispersion of the ballistic characteristics of solid propellant rocket motors by drastically reducing the charge burn-up time and thereby achieving high accuracy and accuracy of firing of MLRS.

Это достигается тем, что в ракетном двигателе на твердом топливе, содержащем корпус с относительным удлинением более 12 калибров и прочно скрепленный с ним заряд, выполненный в виде двух полузарядов, в отличие от прототипа, согласно изобретению хвостовой полузаряд выполнен с коническим осевым каналом, расширяющимся к соплу, с углом конусности альфа 0,05-0,5^o, а головной полузаряд выполнен со звездообразным каналом, в котором расстояние от вершины луча звезды до корпуса составляет 0,75-0,9 средней по длине хвостового полузаряда толщины его начального горящего свода, причем относительное удлинение полузарядов определено равным 6-6,5 внутреннего диаметра корпуса.This is achieved by the fact that in a solid propellant rocket engine containing a housing with a relative elongation of more than 12 calibers and a solidly held charge made in the form of two half charges, in contrast to the prototype, according to the invention, the tail half charge is made with a conical axial channel expanding to a nozzle with an angle of taper alpha 0,05-0,5 ^o, and the head is provided with a radial poluzaryad channel, wherein the distance from the apex of the beam to a star body is 0.75-0.9 average length of the tail began its thickness poluzaryada Nogo burning arch, wherein the elongation poluzaryadov determined to be 6-6.5 inner diameter of the housing.

Сущность изобретения поясняется чертежом, где на фиг. 1 изображен общий вид РДТТ. РДТТ состоит из корпуса 1, прочно скрепленных с ним полузарядов - головного 2 и хвостового 3 с осевыми каналами 4 и 5 соответственно, сопла 6. Предлагаемый РДТТ функционирует следующим образом. The invention is illustrated in the drawing, where in FIG. 1 shows a General view of the solid propellant rocket motor. The solid propellant solid propellant rocket motor consists of a housing 1, half-charges firmly bonded to it - head 2 and tail 3 with axial channels 4 and 5, respectively, nozzle 6. The proposed solid propellant rocket motor operates as follows.

При подаче импульса электрического тока на воспламенительное устройство последнее срабатывает и зажигает оба полузаряда, горение которых происходит по осевым каналам 4, 5. Выполнение полузарядов 2, 3 с относительным удлинением 6-6,5 внутреннего диаметра корпуса РДТТ обеспечивает решение задачи снижения влияния эффекта турбулентного горения, следствием которого является повышение разброса. При увеличении относительного удлинения полузарядов 2, 3 сверх 6,5 возрастает уровень напряжения в зоне контакта полузарядов 2, 3 с корпусом 1, вызывая риск отслоения полузарядов 2, 3 от корпуса 1 и недопустимое отклонение поверхности горения от расчетной, отрицательное влияющее на кучность и точность стрельбы. При уменьшении относительного удлинения полузарядов 2, 3 (менее 6), что при заданной длине двигателя равнозначно увеличению числа полузарядов, резко снижается коэффициент заполнения топливом камеры сгорания, а также увеличиваются разбросы выходных характеристик, что обусловлено неодновременным сгоранием полузарядов, а следовательно, ухудшается точность и кучность стрельбы РСЗО. When an electric current pulse is applied to the igniter, the latter fires and ignites both half-charges, the combustion of which occurs along the axial channels 4, 5. The implementation of half-charges 2, 3 with a relative elongation of 6-6.5 of the internal diameter of the solid propellant rocket motor provides a solution to the problem of reducing the effect of turbulent combustion , the result of which is an increase in scatter. With an increase in the relative elongation of half charges 2, 3 over 6.5, the voltage level in the contact zone of half charges 2, 3 with housing 1 increases, causing a risk of detachment of half charges 2, 3 from housing 1 and an unacceptable deviation of the combustion surface from the calculated one, negatively affecting accuracy and accuracy firing. With a decrease in the relative elongation of half charges 2, 3 (less than 6), which for a given length of the engine is equivalent to an increase in the number of half charges, the fill factor of the combustion chamber decreases sharply, and the dispersion of output characteristics also increases, which is due to the simultaneous combustion of half charges, and therefore the accuracy and accuracy of firing MLRS.

За счет выполнения головного полузаряда 2 со звездообразным каналом 4, в котором расстояние от вершины луча звезды до корпуса составляет 0,75-0,9 средней по длине хвостового полузаряда 3 толщины его начального горящего свода, достигается опережающее сгорание головного полузаряда 2 по отношению к хвостовому 3, имеющему конический канал 4. By performing the head half-charge 2 with a star-shaped channel 4, in which the distance from the top of the star’s ray to the body is 0.75-0.9 average of the thickness of its initial burning arch along the length of the tail half charge 3, the leading combustion of the head half charge 2 relative to the tail is achieved 3 having a conical channel 4.

Благодаря этому исключается фаза догорания остатков головного полузаряда 2 при пониженном давлении в конце работы РДТТ, и благодаря конусности канала 4 происходит резкое уменьшение времени догорания хвостового полузаряда 3 при падении давления после сгорания головного полузаряда 2. Увеличение конусности сверх 0,5^o вызывает при относительных удлинениях полузаряда 3 сверх 5 эффект нестабильности его горения, а уменьшение конусности ниже 0,05^o ведет к затягиванию фазы догорания хвостового полузаряда 3, носящему случайный характер, что отрицательно сказывается на точности и кучности стрельбы.This eliminates the phase afterburning of the remnants of the head half-charge 2 at reduced pressure at the end of the solid propellant rocket engine operation, and due to the taper of channel 4, there is a sharp decrease in the time of the burn-out of the tail half-charge 3 when the pressure drops after the combustion of the head half-charge 2. An increase in the taper in excess of 0.5 ^° causes relative elongations 3 over 5 poluzaryada effect its combustion instability, and a decrease in taper below 0,05 ^o leads to a tightening phase afterburning caudal poluzaryada 3 wearer random nature that negative tionary effect on the precision and accuracy of fire.

Выполнение РДТТ в соответствии с изобретением позволило резко сократить время догорания заряда при одновременном повышении стабильности этого процесса, что привело к снижению разброса внутрибаллистических характеристик РДТТ в целом, росту точности и кучности стрельбы РСЗО. The implementation of the solid propellant rocket motor in accordance with the invention made it possible to drastically reduce the time of charge burning while increasing the stability of this process, which led to a decrease in the dispersion of ballistic characteristics of the solid propellant rocket as a whole, and an increase in the accuracy and accuracy of firing of MLRS.

Указанный положительный эффект подтвержден огневыми стендовыми испытаниями РДТТ, а также летными испытаниями в составе снарядов дальнобойной РСЗО. The indicated positive effect was confirmed by firing rocket tests of solid propellant rocket engines, as well as flight tests as part of long-range MLRS shells.

В настоящее время на описанный РДТТ разработана конструкторская документация и намечено его серийное производство. Currently, the design documentation has been developed for the described solid propellant rocket engine and its serial production is planned.

Claims

A solid propellant rocket engine comprising a housing with a relative elongation of more than 12 calibers and a solidly held charge made in the form of two half charges, characterized in that the tail half charge is made with a conical axial channel expanding towards the nozzle with a taper angle of 0, 05 - 0,5 ^o, and the head is provided with a radial poluzaryad channel, wherein the distance from the apex of the beam to a star body is 0,75 - 0,9 average length of the tail of its initial thickness poluzaryada hot set, wherein the relative udli ix poluzaryadov determined to be 6 - 6,5 inner diameter of the housing.