RU2133371C1 - Solid-propellant rocket engine - Google Patents

Solid-propellant rocket engine Download PDF

Info

Publication number
RU2133371C1
RU2133371C1 RU97109851A RU97109851A RU2133371C1 RU 2133371 C1 RU2133371 C1 RU 2133371C1 RU 97109851 A RU97109851 A RU 97109851A RU 97109851 A RU97109851 A RU 97109851A RU 2133371 C1 RU2133371 C1 RU 2133371C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
chamber
charge
diaphragm
nozzle
engine
Prior art date
Application number
RU97109851A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU97109851A (en
Inventor
А.Н. Большаков
К.В. Крейер
В.И. Худяков
Original Assignee
Конструкторское бюро приборостроения
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Конструкторское бюро приборостроения filed Critical Конструкторское бюро приборостроения
Priority to RU97109851A priority Critical patent/RU2133371C1/en
Publication of RU97109851A publication Critical patent/RU97109851A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2133371C1 publication Critical patent/RU2133371C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Testing Of Engines (AREA)

Abstract

FIELD: rocketry. SUBSTANCE: engine includes combustion chamber with insertion charge and device holding it in chamber. Charge is located in additional chamber provided with bottom and nozzle diaphragms. Near-bottom cavity formed between bottom diaphragm and bottom of combustion chamber is connected with before-nozzle volume by means of passage. Section area of passage exceeds total area of holes of bottom diaphragm. Passage connecting the near-bottom cavity and before-nozzle volume may be made in additional chamber or may be formed by inner surface of combustion chamber and outer surface of additional chamber. Force created by gas-dynamic pressure differential is equal to force of rocket acceleration; this force provides for balancing charge in chamber. EFFECT: enhanced power efficiency of engine without destruction of change on diaphragm. 3 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к ракетным двигателям твердого топлива (РДТТ) с вкладным пороховым зарядом, преимущественно многошашечным. The invention relates to rocket technology, in particular to solid propellant rocket engines (solid propellant rocket engines) with an external powder charge, mainly multi-cup.

Известен РДТТ с вкладным одношашечным зарядом, бронированным по наружной поверхности [1] . В процессе работы РДТТ заряд торцевой поверхностью своей опирается на сопловой блок, что препятствует выбросу его из камеры сгорания. К недостатку конструкции можно отнести невозможность использования в двигателе многошашечного порохового заряда. В этом случае под действием полетной перегрузки и перепаде давления по длине камеры шашки заряда будут выбрасываться из камеры двигателя через сопла, что снижает единичный импульс двигателя. Known solid propellant solid propellant with a single-shell insert charge, armored on the outer surface [1]. In the process of operation of the solid propellant rocket, the charge with its end surface rests on the nozzle block, which prevents it from being ejected from the combustion chamber. The disadvantage of the design is the impossibility of using a multi-cup powder charge in the engine. In this case, under the influence of flight overload and pressure drop along the length of the chamber, the charge checkers will be ejected from the engine chamber through nozzles, which reduces the unit impulse of the engine.

Известна конструкция РДТТ, содержащего камеру, сопловой блок и многошашечный пороховой заряд [2] . Для удержания заряда в камере используется сопловая диафрагма, перекрывающая проходное сечение сопла и препятствующая выбросу шашек из камеры. A known design of a solid propellant solid propellant rocket engine containing a chamber, a nozzle block and a multi-cup powder charge [2]. To hold the charge in the chamber, a nozzle diaphragm is used, which blocks the nozzle through passage and prevents the ejection of checkers from the chamber.

Недостатком конструкции является принципиальная невозможность полного исключения выброса пороха из камеры двигателя. При выстреле на заряд в камере действуют силы, прижимающие шашки к сопловой диафрагме - перегрузке и перепад давления по длине камеры. Величина суммарной прижимающей силы может быть значительной. Так, при массе шашки 1 кг, перегрузке 300 единиц, площади торца шашки 12 см2 и перепаде давления по длине камеры 8 кг/см2 суммарная прижимающая сила достигает 400 кг. В этом случае шашка может разрушаться от чрезмерных контактных напряжений на сопловой диафрагме. Кроме того, по мере сгорания толщина горящего свода шашки, а следовательно, и ее прочность уменьшаются, и по достижении ими критической величины обязательно происходит разрушение заряда и выброс остатков его из камеры несгоревшими. При этом потери единичного импульса двигателя могут достигать 25 - 30% при значительной нестабильности внутрибаллистических характеристик.A design flaw is the fundamental impossibility of completely eliminating the release of gunpowder from the engine chamber. When fired, the charge in the chamber is affected by forces pressing the checkers against the nozzle diaphragm - overload and pressure drop along the length of the chamber. The magnitude of the total clamping force can be significant. So, with a mass of a checker of 1 kg, an overload of 300 units, an area of the end of a checker of 12 cm 2 and a pressure drop along the length of the chamber of 8 kg / cm 2, the total pressing force reaches 400 kg. In this case, the checker may collapse due to excessive contact stresses on the nozzle diaphragm. In addition, as the combustion progresses, the thickness of the burning arch of the checker, and therefore its strength, decreases, and when they reach a critical value, the charge is necessarily destroyed and its residues are ejected from the chamber unburned. In this case, the loss of a single engine impulse can reach 25-30% with significant instability of ballistic characteristics.

Задачей настоящего изобретения является повышение единичного импульса двигателя путем исключения разрушения порохового заряда на диафрагме. The objective of the present invention is to increase a single pulse of the engine by eliminating the destruction of the powder charge on the diaphragm.

Указанная задача достигается тем, что в РДТТ, содержащем камеру сгорания с вкладным пороховым зарядом, преимущественно многошашечным, с устройством удержания его в камере, устройство удержания заряда в камере выполнено в виде дополнительной камеры с донной и сопловой диафрагмами. Между донной диафрагмой и дном камеры сгорания образована придонная полость, связанная выполненным в виде кольцевой щели каналом с предсопловым объемом. Продукты сгорания заряда истекают из дополнительной камеры в основную в обе стороны через отверстия в донной и сопловой диафрагмах. Соотношение между проходными сечениям отверстий в диафрагмах подбирается таким образом, чтобы силы, действующие на заряд, уравновешивали друг друга, т.е. сила от газодинамического перепада давления на торцах заряда должна быть равна силе от осевого ускорения ракеты. Для этого площадь отверстий в донной диафрагме должна быть больше, чем в сопловой. Придонная полость между донной диафрагмой и дном камеры необходима для выравнивания потока газа после прохождения донной диафрагмы. В отсутствие такой полости возникает радиальный перепад давления на донном торце заряда, который приводит к разрушению заряда. Размеры придонной полости выбираются исходя из обеспечения площади поперечного сечения потока газа не меньшей, чем суммарная площадь отверстий в донной диафрагме. This problem is achieved by the fact that in a solid propellant rocket engine containing a combustion chamber with an external powder charge, mainly multi-shell, with a device for holding it in the chamber, the charge holding device in the chamber is made in the form of an additional chamber with a bottom and nozzle diaphragms. A bottom cavity is formed between the bottom diaphragm and the bottom of the combustion chamber, connected by a channel with a pre-nozzle volume made in the form of an annular gap. Charge combustion products flow from the additional chamber to the main chamber in both directions through openings in the bottom and nozzle diaphragms. The ratio between the bore openings in the diaphragms is selected so that the forces acting on the charge balance each other, i.e. the force from the gas-dynamic pressure drop at the ends of the charge should be equal to the force from the axial acceleration of the rocket. For this, the area of the holes in the bottom diaphragm should be larger than in the nozzle. The bottom cavity between the bottom diaphragm and the bottom of the chamber is necessary to equalize the gas flow after passing the bottom diaphragm. In the absence of such a cavity, a radial pressure drop occurs at the bottom end of the charge, which leads to the destruction of the charge. The size of the bottom cavity is selected based on ensuring the cross-sectional area of the gas stream is not less than the total area of the holes in the bottom diaphragm.

Площадь канала, связывающего природную полость с предсопловой, также выбирается большей площади отверстий донной диафрагмы, что должно исключить влияние канала на расчетный перепад давления на торцах заряда. The area of the channel connecting the natural cavity with the pre-nozzle is also selected with a larger area of the holes of the bottom diaphragm, which should exclude the influence of the channel on the calculated pressure difference at the ends of the charge.

Варианты конструкции ракетного двигателя по пунктам 2, 3 формулы обусловлены общей компоновкой его. В случае необходимости размещения в центральной части двигателя элементов конструкции двигателя и ракеты (форкамера, линия связи и т.п.) целесообразно применение варианта конструкции двигателя по п. 3. В случае отсутствия в камере двигателя центрального канала предпочтительнее использовать двигатель по п.2. Variants of the rocket engine design according to paragraphs 2, 3 of the formula are due to its general layout. If it is necessary to place engine and rocket structural elements in the central part of the engine (prechamber, communication line, etc.), it is advisable to use the engine design option according to claim 3. In the absence of a central channel in the engine chamber, it is preferable to use the engine according to claim 2.

Зависимость для соотношения площадей отверстий донной (fд) и сопловой (fс) диафрагм можно получить из известных формул газодинамики следующим образом.The dependence for the ratio of the area of the holes of the bottom (f d ) and nozzle (f c ) diaphragms can be obtained from the well-known gas dynamics formulas as follows.

Перепад давления на торцах заряда для случая истечения в обе стороны определяется из формулы (69) [3]. The pressure difference at the ends of the charge for the case of flow in both directions is determined from formula (69) [3].

ΔP = Pк•[r(λc)-r(λд)], (1),
где ΔP - перепад давления на торцах заряда;
Рк - максимальное давление в камере ракетного двигателя;
r(λ) - газодинамическая функция;
λc - приведенная скорость газа на сопловом торце заряда;
λд - приведенная скорость газа на донном торце заряда.ΔP = P to • [r (λ c ) -r (λ d )], (1),
where ΔP is the pressure drop at the ends of the charge;
R to - the maximum pressure in the chamber of the rocket engine;
r (λ) is the gas-dynamic function;
λ c is the reduced gas velocity at the nozzle end face of the charge;
λ d - reduced gas velocity at the bottom end of the charge.

Учитывая, что в практически используемом для РДТТ диапазоне приведенных скоростей λ ≤ 0,5, r(λ) можно аппроксимировать линейной зависимостью (см. рис.3 [3]) r(λ) = 1-0,5λ, тогда
ΔP = Pк[(1-0,5λc)-(1-0,5λд)] = 0,5Pк(λд-λc).
Значение λc и λд можно получить, аппроксимировав линейной зависимостью газодинамическую функцию относительного расхода q(λ) из графика рис.3 [3]

Figure 00000002

С учетом формулы (61) [3] и учитывая, что относительный расход из дополнительной камеры делится пропорционально площадям отверстий диафрагм, газодинамическая функция относительно расхода газа определится как
Figure 00000003

где
Figure 00000004

где Fкр - суммарная площадь критического сечения сопел;
Fкам - площадь поперечного сечения камеры в месте расположения заряда;
Fтор - площадь торца заряда.Given that in the range of reduced velocities practically used for solid propellant rocket motors, λ ≤ 0.5, r (λ) can be approximated by a linear dependence (see Fig. 3 [3]) r (λ) = 1-0.5λ, then
ΔP = P k [(1-0.5λ c ) - (1-0.5λ d )] = 0.5P k (λ d -λ c ).
The value of λ c and λ d can be obtained by approximating the gas-dynamic function of the relative flow rate q (λ) by a linear dependence from the graph in Fig. 3 [3]
Figure 00000002

Taking into account formula (61) [3] and taking into account that the relative flow rate from the additional chamber is divided in proportion to the area of the diaphragm openings, the gas-dynamic function relative to the gas flow rate is
Figure 00000003

Where
Figure 00000004

where F cr - the total critical area of the nozzles;
F cam - the cross-sectional area of the camera at the location of the charge;
F tor - the area of the end face of the charge.

С учетом (2,3) получаем ΔP

Figure 00000005

Из II закона Ньютона усилие, действующее на заряд от ускорения ракеты,
Figure 00000006

где R - тяга двигателя;
m3 - масса заряда;
mр - масса ракеты.In view of (2.3), we obtain ΔP
Figure 00000005

From Newton’s Law II, the force acting on a charge from a rocket’s acceleration,
Figure 00000006

where R is the engine thrust;
m 3 is the mass of charge;
m p is the mass of the rocket.

С учетом формулы (90) [3] для R приближенно получаем

Figure 00000007

где Кт - коэффициент тяги сопел.Taking into account formula (90) [3] for R, we approximately obtain
Figure 00000007

where K t - thrust coefficient of the nozzles.

Чтобы уравновесить эту силу от перепада давления на торцах заряда необходимо, чтобы выполнялось условие Fу = ΔP•Fтор
Принимая во внимание (4, 6), соотношение между площадями отверстий диафрагм выразится формулой

Figure 00000008

Пример расчета: определить площадь отверстий донной диафрагмы для ракеты массой mр = 11 кг, стартовый двигатель которой имеет массу заряда m3 = 0,2 кг, площадь торца заряда Fтор = 18 см2, площадь поперечного сечения камеры Fкам = 48 см2, коэффициент тяги Кт = 1,4, площадь отверстий сопловой диафрагмы fс = 7 см2
Figure 00000009

fд = 1,29 fс ≈ 9 см2.To balance this force from the pressure drop at the ends of the charge, it is necessary that the condition F y = ΔP • F tor
Taking into account (4, 6), the ratio between the areas of the aperture openings is expressed by the formula
Figure 00000008

Example calculation: determine the area of the openings of the bottom aperture for rocket m p = mass of 11 kg, the starter motor which has a mass of charge m 3 = 0.2 kg, charge end area F = 18 torr cm 2, the cross-sectional area of the camera Cam F = 48 cm 2 , the thrust coefficient K t = 1.4, the area of the holes of the nozzle diaphragm f c = 7 cm 2
Figure 00000009

f d = 1.29 f s ≈ 9 cm 2 .

На фиг.1 представлен вариант конструкции двигателя с истечением газов из придонной полости между внутренней поверхностью основной камеры и наружной поверхностью дополнительной (п.2 формулы), на фиг.2 - вариант конструкции с истечением газов из придонной полости через центральный кольцевой канал в дополнительной камере (п.3 формулы). Figure 1 shows a variant of the design of the engine with the outflow of gases from the bottom cavity between the inner surface of the main chamber and the outer surface of the additional (claim 2), figure 2 is a design with the outflow of gases from the bottom cavity through the central annular channel in the additional chamber (claim 3 of the formula).

Двигатель включает основную камеру 1, дополнительную камеру 2 с отверстиями 3 в сопловом дне (сопловая диафрагма), переднюю крышку 4 с воспламенителем 5 и электрозапалом 6, многошашечный заряд 7 и донную диафрагму 8. В варианте конструкции фиг.2 навеска воспламенителя 5 размещена в центральной форкамерной трубке 9. The engine includes a main chamber 1, an additional chamber 2 with holes 3 in the nozzle bottom (nozzle diaphragm), a front cover 4 with an igniter 5 and an electric fuse 6, a multi-cup charge 7 and a bottom diaphragm 8. In the design of FIG. 2, the hitch of the igniter 5 is located in the central prechamber tube 9.

Работает двигатель следующим образом. The engine operates as follows.

При срабатывании электрозапала 6 воспламенитель 5 зажигает заряд 7. Продукты сгорания заряда 7 истекают из дополнительной камеры 2 в предсопловой объем через отверстия 3 в сопловом торце и через отверстия донной диафрагмы 8 в придонную полость. Из придонной полости продукты сгорания истекают в предсопловой объем через кольцевой канал между внутренней поверхностью основной камеры и наружной поверхностью дополнительной (фиг.1) или между внутренней поверхностью дополнительной камеры и наружной поверхностью форкамерной трубки 9б (фиг.2). Так как площадь отверстий в донной диафрагме больше, чем в сопловом дне дополнительной камеры, сила от газодинамического перепада давления направлена в сторону переднего дна камеры и, при расчетном соотношении площадей отверстий, равна силе от ускорения ракеты, направленной в противоположную сторону. When the electric fuse 6 is triggered, the igniter 5 ignites the charge 7. The products of combustion of the charge 7 flow from the additional chamber 2 into the pre-nozzle volume through the holes 3 in the nozzle end and through the holes of the bottom diaphragm 8 into the bottom cavity. From the bottom cavity, the combustion products flow into the pre-nozzle volume through the annular channel between the inner surface of the main chamber and the outer surface of the secondary (Fig. 1) or between the inner surface of the secondary chamber and the outer surface of the prechamber tube 9b (Fig. 2). Since the area of the holes in the bottom diaphragm is larger than in the nozzle bottom of the additional chamber, the force from the gas-dynamic pressure drop is directed toward the front bottom of the chamber and, with the calculated ratio of the areas of the holes, is equal to the force from the acceleration of the rocket directed in the opposite direction.

Таким образом, обеспечивается уравновешивание заряда в камере, что кардинально решает проблему исключения разрушения вкладного заряда на диафрагме и существенно повышает энергетическую эффективность двигателя. Источники информации
1. Т.М.Мелькунов и др. "Ракетные двигатели". Изд. "Машиностроение", 1976 г., с.372.Thus, balancing the charge in the chamber is ensured, which radically solves the problem of eliminating the destruction of the external charge on the diaphragm and significantly increases the energy efficiency of the engine. Sources of information
1. T. M. Melkunov and others. "Rocket engines." Ed. "Mechanical Engineering", 1976, p.372.

2. Б.В.Орлов, Ш.Ю.Мазинг "Термодинамические и баллистические основы проектирования ракетных двигателей на твердом топливе", Изд. "Машиностроение", 1968 г., с.293. 2. B.V. Orlov, Sh.Yu. Masing, “Thermodynamic and ballistic fundamentals of designing solid propellant rocket engines”, Ed. "Mechanical Engineering", 1968, p. 293.

3. А. А. Шишков "Газодинамика пороховых ракетных двигателей", Изд. "Машиностроение", 1974. 3. A. A. Shishkov "Gas dynamics of powder rocket engines", Ed. "Mechanical Engineering", 1974.

Claims (3)

1. Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий камеру сгорания с вкладным пороховым зарядом, преимущественно многошашечным, с устройством удержания его в камере, отличающийся тем, что устройство удержания заряда в камере выполнено в виде дополнительной камеры с донной и сопловой диафрагмами, причем между донной диафрагмой и дном камеры сгорания образована придонная полость, связанная выполненным в виде кольцевой щели каналом с предсопловым объемом, при этом площадь сечения канала выполнена большей, чем суммарная площадь отверстий донной диафрагмы. 1. A rocket engine of solid fuel containing a combustion chamber with an external powder charge, mainly multi-cup, with a device for holding it in the chamber, characterized in that the charge holding device in the chamber is made in the form of an additional chamber with a bottom and nozzle diaphragms, and between the bottom diaphragm and a bottom cavity is formed at the bottom of the combustion chamber, connected by a channel with a pre-nozzle volume made in the form of an annular gap, while the cross-sectional area of the channel is larger than the total area of the openings onnoy diaphragm. 2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что канал, связывающий придонную полость и предсопловой объем, образован внутренней поверхностью камеры сгорания и наружной поверхностью дополнительной камеры. 2. The engine according to claim 1, characterized in that the channel connecting the bottom cavity and the pre-nozzle volume is formed by the inner surface of the combustion chamber and the outer surface of the additional chamber. 3. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что канал, связывающий придонную полость и предсопловой объем, выполнен в дополнительной камере. 3. The engine according to claim 1, characterized in that the channel connecting the bottom cavity and the pre-nozzle volume is made in an additional chamber.
RU97109851A 1997-06-11 1997-06-11 Solid-propellant rocket engine RU2133371C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU97109851A RU2133371C1 (en) 1997-06-11 1997-06-11 Solid-propellant rocket engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU97109851A RU2133371C1 (en) 1997-06-11 1997-06-11 Solid-propellant rocket engine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU97109851A RU97109851A (en) 1999-05-27
RU2133371C1 true RU2133371C1 (en) 1999-07-20

Family

ID=20194093

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU97109851A RU2133371C1 (en) 1997-06-11 1997-06-11 Solid-propellant rocket engine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2133371C1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2622137C1 (en) * 2016-04-19 2017-06-13 Акционерное общество "Федеральный научно-производственный центр "Научно-исследовательский институт прикладной химии" Impulse gas generator
RU171965U1 (en) * 2016-04-19 2017-06-22 Акционерное общество "Федеральный научно-производственный центр "Научно-исследовательский институт прикладной химии" PULSE REACTIVE MICRO-MOTOR

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
1. Орлов Б.В., Мазин Г.Ю. Термодинамические и баллистические основы проектирования ракетных двигателей на твердом топливе. - М.: Машиностроение, 1968, с.293. 2. *
4. Мелькумов Т.М. и др. Ракетные двигатели. - М.: Машиностроение, 1976, с.372. 5. Шишков А.А. Газодинамика пороховых ракетных двигателей. - М.: Машиностроение. 1974, с.15. *

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2622137C1 (en) * 2016-04-19 2017-06-13 Акционерное общество "Федеральный научно-производственный центр "Научно-исследовательский институт прикладной химии" Impulse gas generator
RU171965U1 (en) * 2016-04-19 2017-06-22 Акционерное общество "Федеральный научно-производственный центр "Научно-исследовательский институт прикладной химии" PULSE REACTIVE MICRO-MOTOR

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US4864932A (en) Propellant charge module
US6736068B1 (en) Detonator
US3442084A (en) Multistage solid fuel rocket propulsion unit for the placing of depth charges
US4269120A (en) Igniter element with a booster charge
WO2003016849A2 (en) Method and apparatus for testing engines
RU2133371C1 (en) Solid-propellant rocket engine
US4665825A (en) Arrangement for interconnecting a projectile and a projectile extension component
JP2006226202A (en) Two-step thrust rocket motor
RU2239082C2 (en) Solid-propellant rocket engine
RU2297546C2 (en) Solid-propellant rocket engine
US2497888A (en) Means for preventing excessive combustion pressure in rocket motors
RU2675983C1 (en) Cumulative-high-explosive charge engine
US7117797B2 (en) Pyrotechnic charge structure
RU2024776C1 (en) Rocket engine for projectile
RU2476707C1 (en) Charge with igniter for small-size rocket booster engine
US4656920A (en) Method and apparatus for dynamically supporting a high stress structure
RU2084676C1 (en) Two-regime rocket engine
RU2000126726A (en) METHOD FOR RESEARCH OF EXPLOSION DEVELOPMENT CONDITIONS IN EXPLOSION OF EXPLOSIVE GAS ENVIRONMENT AND DEVICE FOR ITS IMPLEMENTATION
RU2308608C1 (en) Solid-propellant rocket engine
RU2229617C1 (en) Solid-propellant rocket engine
JPH0385356A (en) Two-stage thrust rocket motor
RU64292U1 (en) SOLID FUEL ROCKET ENGINE FOR ACTUAL INFLUENCE ON CLOUDS
RU2026501C1 (en) Rocket solid fuel engine
RU2111372C1 (en) Solid-propellant rocket engine
RU2322604C2 (en) Solid-propellant rocket engine

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20140612