RU2145673C1 - Solid propellant charge - Google Patents
Solid propellant charge Download PDFInfo
- Publication number
- RU2145673C1 RU2145673C1 RU99110861A RU99110861A RU2145673C1 RU 2145673 C1 RU2145673 C1 RU 2145673C1 RU 99110861 A RU99110861 A RU 99110861A RU 99110861 A RU99110861 A RU 99110861A RU 2145673 C1 RU2145673 C1 RU 2145673C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- charge
- tail
- length
- semicharge
- section
- Prior art date
Links
Landscapes
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области военной техники, а именно к зарядам ракетного твердого топлива двигателей ракет реактивных систем залпового огня (РСЗО). The invention relates to the field of military equipment, namely to the charges of solid rocket propellant rocket engines of multiple launch rocket systems (multiple rocket launchers).
Основной тенденцией совершенствования ракет РСЗО является увеличение дальности стрельбы, что обусловливает рост энерговооруженности двигателей, достигаемый в первую очередь применением зарядов с высоким коэффициентом заполнения камеры сгорания. The main trend in improving MLRS missiles is to increase the firing range, which leads to an increase in the power ratio of engines, achieved primarily by the use of charges with a high fill factor of the combustion chamber.
Известен заряд для двигателей ракет, содержащий последовательно расположенные топливные секции, диаметр канала которых увеличивается к соплу, скрепленные с корпусом двигателя и разделенные зазорами (см., например, А.А. Шишков и др. Рабочие процессы в РДТТ. - М., Машиностроение, 1989, с. 82), принятый за аналог. Задачей данного технического решения являлось обеспечение высокого значения коэффициента объемного заполнения. Однако применение зарядов подобной конструкции в двигателях ракет РСЗО неприемлемо из-за наличия большой массовой доли остатков заряда, догорающих в конце работы при пониженном давлении. Это вызывает недопустимый разброс выходных характеристик, а следовательно, и параметров рассеивания ракет. A known charge for rocket engines, containing sequentially located fuel sections, the channel diameter of which increases to the nozzle, fastened to the engine housing and separated by gaps (see, for example, A.A. Shishkov and others. Workflows in solid propellant rocket engines. - M., Engineering , 1989, p. 82), adopted for the analogue. The objective of this technical solution was to ensure a high value of the coefficient of volumetric filling. However, the use of charges of a similar design in the engines of MLRS rockets is unacceptable due to the presence of a large mass fraction of charge residues, which burn out at the end of work under reduced pressure. This causes an unacceptable dispersion of the output characteristics, and hence the dispersion parameters of the missiles.
Общими признаками с предлагаемым авторами зарядом является наличие в составе заряда-аналога последовательно расположенных топливных секций, горящих по каналам и торцам, разделенных зазорами. Common signs with the charge proposed by the authors is the presence in the charge analogue of sequentially arranged fuel sections burning along the channels and ends, separated by gaps.
Наиболее близким по технической сути и достигаемому техническому результату к заявляемому изобретению является заряд по патенту 2125175 F 02 K 9/28, принятый авторами за прототип. Он содержит скрепленный с корпусом двигателя головной полузаряд со звездообразным каналом и хвостовой полузаряд с цилиндрическим каналом. The closest in technical essence and the achieved technical result to the claimed invention is the charge according to patent 2125175 F 02 K 9/28, adopted by the authors for the prototype. It contains a head half-charge with a star-shaped channel bonded to the engine body and a tail half-charge with a cylindrical channel.
Заряд, принятый за прототип, функционирует следующим образом. После зажжения заряда происходит его горение по переднему торцу, звездообразному каналу и заднему торцу головного полузаряда, а также переднему торцу, цилиндрическому каналу и сопловому торцу хвостового полузаряда. Однако заряду такой конструкции присущ ряд недостатков, основными из которых являются сложное напряженно-деформированное состояние заряда, возникновение значительных локальных напряжений в заряде при эксплуатации в областях крайних положительных и отрицательных температур применения, что при дальнейшем повышении плотности заряжания приводит к демонтажу заряда. The charge adopted for the prototype operates as follows. After the charge is ignited, it burns along the front end, the star-shaped channel and the rear end of the head half-charge, as well as the front end, the cylindrical channel and the nozzle end of the tail half-charge. However, a charge of this design has a number of disadvantages, the main of which are the complex stress-strain state of the charge, the occurrence of significant local stresses in the charge during operation in the regions of extreme positive and negative application temperatures, which, with a further increase in the charge density, leads to the dismantling of the charge.
Задачей известного технического решения (прототипа) явилось повышение объемного заполнения при допустимом уровне массы догорающих остатков без учета возможности его модернизации в направлении увеличения объемного заполнения, например, за счет уменьшения диаметров каналов. The objective of the known technical solution (prototype) was to increase the volumetric filling at an acceptable level of mass of dying residues without taking into account the possibility of its modernization in the direction of increasing the volumetric filling, for example, by reducing the diameters of the channels.
В отличие от прототипа в предлагаемом заряде радиусы скруглений в местах перехода цилиндрических участков лучей звездообразного канала к боковой поверхности лучей (r) составляют 0,08-0,15 толщин горящего свода головного полузаряда (elr), длина консольного участка хвостового полузаряда, обращенного к соплу (lr), - 0,6-1,5 толщин горящего свода хвостового полузаряда у начала консольного участка (elx), а в области переднего торца хвостового полузаряда выполнена осесимметричная сужающаяся по направлению к сопловому торцу выемка, включающая последовательно расположенные конические участки: участок с максимальным диаметром на переднем торце хвостового полузаряда (Dmax), равным 1,2-1,5 наружного диаметра лучей головного полузаряда (Dл) с углом конусности α1 = 25-35o и длиной (0,015-0,03)L, участок с углом конусности α2 = 3-8o и длиной (0,02-0,04)L, а также участок с углом конусности α3 = 10-20o и длиной (0,015-0,03)L, где L - длина хвостового полузаряда.In contrast to the prototype, in the proposed charge, the radii of rounding at the transition points of the cylindrical sections of the rays of the star-shaped channel to the lateral surface of the rays (r) are 0.08-0.15 of the thickness of the burning dome of the head semi-charge (e lr ), the length of the console portion of the tail half-charge facing nozzle (l r), - 0,6-1,5 burning arch thickness at the beginning of the caudal poluzaryada cantilever portion (e lx), and in the front end of the tail is made poluzaryada axisymmetric tapered towards the nozzle end recess comprising SEQ Tel'nykh arranged conical portions: portion with a maximum diameter at the front end of the tail poluzaryada (D max), 1.2-1.5 equal to the outer diameter of the head poluzaryada rays (D L) with a cone angle α 1 = 25-35 o and length (0.015 -0.03) L, a section with a taper angle α 2 = 3-8 o and a length (0.02-0.04) L, as well as a section with a taper angle α 3 = 10-20 o and a length (0.015-0 , 03) L, where L is the length of the tail half-charge.
Это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявляемого технического решения и достигаемым техническим результатом. This 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, и на которые распространяется испрашиваемый объем правовой защиты, во всех случаях достаточны. The indicated features, distinctive from the prototype, and to which the requested amount of legal protection applies, are sufficient in all cases.
Задачей предлагаемого изобретения является повышение объемного заполнения и надежности функционирования заряда при эксплуатации в широком температурном диапазоне. The task of the invention is to increase the volumetric filling and reliability of the charge during operation in a wide temperature range.
Указанный технический результат достигается тем, что в заряде, содержащем головной полузаряд со звездообразным каналом и хвостовой полузаряд с цилиндрическим каналом, радиусы скруглений в местах перехода цилиндрических участков лучей звездообразного канала к боковой поверхности лучей (r) составляют 0,08-0,15 толщин горящего свода головного полузаряда (elr), длина консольного участка хвостового полузаряда, обращенного к соплу (lк), - 0,6-1,5 толщин горящего свода хвостового полузаряда у начала консольного участка, а в области переднего торца хвостового полузаряда выполнена осесимметричная сужающаяся по направлению к сопловому торцу выемка, включающая последовательно расположенные конические участки: участок с максимальным диаметром на переднем торце хвостового полузаряда (Dmax), равным 1,2-1,5 наружного диаметра лучей головного полузаряда (Dл) с углом конусности α1 = 25-35o и длиной (0,015-0,03)L, участок с углом конусности α2 = 3-8o и длиной (0,02-0,04)L, а также участок с углом конусности α3 = 10-20o и длиной (0,015-0,03)L, где L - длина хвостового полузаряда.The specified technical result is achieved in that in a charge containing a head half charge with a star-shaped channel and a tail half-charge with a cylindrical channel, the radii of fillets at the junctions of the cylindrical sections of the rays of the star-shaped channel to the side surface of the rays (r) are 0.08-0.15 burning thicknesses arch head poluzaryada (e lr), the length of the cantilevered portion of the tail poluzaryada facing the nozzle (l k), - 0.6-1.5 burning arch thickness poluzaryada tail at the beginning of the console section, and in the front end xs Stow poluzaryada formed axisymmetric tapered towards the nozzle end recess comprising successive conical portions: portion with a maximum diameter at the front end of the tail poluzaryada (D max), 1.2-1.5 equal to the outer diameter of the head poluzaryada rays (D L) taper angle α 1 = 25-35 o and a length (0,015-0,03) L, a section with a taper angle α 2 = 3-8 o and a length (0,02-0,04) L, as well as a section with a taper angle α 3 = 10-20 o and a length of (0.015-0.03) L, where L is the length of the tail half-charge.
Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между узлами заряда позволяют, в частности, за счет выполнения:
- радиусов скруглений в местах перехода цилиндрических участков лучей звездообразного канала к боковой поверхности лучей (r), составляющих 0,08-0,15 толщин горящего свода головного полузаряда (elr), обеспечить допустимый уровень локальных напряжений в наиболее напряженной части заряда при крайних отрицательных температурах применения. При уменьшении радиусов скруглений ниже 0,08elr для зарядов из существующих топлив напряжения превосходят допустимый уровень, что приводит к образованию трещин в заряде и его разрушению. При увеличении радиуса свыше 0,15elr возрастает доля догорающих остатков головного полузаряда, что вызывает неприемлемый разброс энергетических характеристик;
- консольного участка хвостового полузаряда, обращенного к соплу, с длиной 0,6-1,5 толщин горящего свода хвостового полузаряда у начала консольного участка (elx) обеспечить отсутствие при крайних положительных температурах применения уменьшения ("обжатия") канала хвостового полузаряда за счет радиального перепада давления между наружной поверхностью консольного участка и каналом хвостового полузаряда. При увеличении длины консольного участка свыше 1,5 толщин горящего свода у начала участка (elx) деформация консольного участка при существующем уровне физико-механических характеристик топлив приводит к недопустимому уменьшению диаметра канала на выходе из хвостового полузаряда, что вызывает нерасчетный рост перепада давления по длине полузаряда и его разрушение. При уменьшении длины консольного участка менее 0,6elx увеличение объемного заполнения становится несущественным;
- в области переднего торца хвостового полузаряда осесимметричной сужающейся по направлению к сопловому торцу выемки, включающей последовательно расположенные конические участки: участок с максимальным диаметром на переднем торце хвостового полузаряда (Dmax), равным 1,2-1,5 наружного диаметра лучей головного полузаряда (Dл) с углом конусности α1 = 25-35o и длиной (0,015-0,03)L, участок с углом конусности α2 = 3-8o и длиной (0,02-0,04)L, а также участок с углом конусности α3 = 10-20o и длиной (0,015-0,03)L, где L - длина хвостового полузаряда, обеспечить при крайних положительных температурах заряда отсутствие деформации переднего торца хвостового полузаряда под действием струи, вытекающей из канала головного полузаряда. Вследствие этого исключается местное сужение полузаряда у переднего торца, вызывающее рост давления в канале головного полузаряда и его разрушение. Выполнение конического участка с максимальным диаметром на переднем торце хвостового полузаряда (Dmax), равным 1,2-1,5 наружного диаметра лучей головного полузаряда (Dл), и углом конусности α1 = 25-35o с длиной (0,015-0,03)L позволяет резко снизить силовое воздействие газовой струи, вытекающей из канала головного полузаряда, на передний торец хвостового полузаряда. При увеличении угла α1 более 35o и уменьшении длины участка менее 0,015L недопустимо увеличивается силовое воздействие газовой струи на торец хвостового полузаряда, при уменьшении угла α1 менее 25o и увеличении длины участка свыше 0,03L - нерационально уменьшается коэффициент объемного заполнения. Наличием конического участка с углом конусности α2 = 3-8o и длиной (0,02-0,04)L достигается необходимый закон распределения скорости и давления потока на участке канала хвостового полузаряда в области переднего торца, подвергающейся деформации. При увеличении угла конусности участка α2 более 8o и его длины свыше 0,04L нагрузка на торец заряда и его деформация превышают допустимые значения. С сокращением длины участка менее 0,02L длины канала хвостового полузаряда и угла α2 менее 3o величина усилия, действующего со стороны канала на область хвостового полузаряда у переднего торца, падает ниже допустимых величин. При увеличении угла конусности и длины участка с углом конусности α3 = 10-20o и длиной (0,015-0,03)L более 20o и свыше 0,03L увеличивается сила, деформирующая хвостовой полузаряд у переднего торца, уменьшение указанного угла менее 10o и его длины менее 0,015L нерационально из-за снижения массы заряда.A new set of structural elements, as well as the presence of connections between charge nodes, allow, in particular, due to the following:
- radii of rounding at the transition points of the cylindrical sections of the rays of the star-shaped channel to the lateral surface of the rays (r), comprising 0.08-0.15 of the thickness of the burning dome of the cerebral hemisphere (e lr ), to ensure an acceptable level of local stresses in the most stressed part of the charge at extreme negative application temperatures. With a decrease in the fillet radius below 0.08 e lr for charges from existing fuels, the voltages exceed the permissible level, which leads to the formation of cracks in the charge and its destruction. With an increase in radius over 0.15e lr , the proportion of dying leftovers from the cerebral hemisphere increases, which causes an unacceptable spread in energy characteristics;
- the cantilever section of the tail half-charge facing the nozzle with a length of 0.6-1.5 thicknesses of the burning roof of the tail half-charge at the beginning of the cantilever section (e lx ) to ensure that at extreme positive temperatures there is no reduction ("reduction") of the tail half-charge channel due to radial pressure difference between the outer surface of the cantilever section and the tail half-charge channel. With an increase in the length of the cantilever section over 1.5 times the thickness of the burning roof at the beginning of the section (e lx ), deformation of the cantilever section at the existing level of the physicomechanical characteristics of fuels leads to an unacceptable decrease in the diameter of the channel at the outlet of the tail half-charge, which causes an unaccounted increase in pressure drop along the length semi-charge and its destruction. If the length of the cantilever section is reduced to less than 0.6 e lx, the increase in volumetric filling becomes insignificant;
- in the region of the front end of the tail half-charge, axisymmetric tapering towards the nozzle end of the recess, including conically arranged conical sections: a section with a maximum diameter at the front end of the tail half-charge (D max ) equal to 1.2-1.5 of the outer diameter of the rays of the head half-charge ( D l ) with a taper angle α 1 = 25-35 o and a length (0.015-0.03) L, a section with a taper angle α 2 = 3-8 o and a length (0.02-0.04) L, and a section with a taper angle α 3 = 10-20 o and a length (0,015-0,03) L, where L is the length of the tail half-charge, ensure that at extreme positions At specific charge temperatures, there is no deformation of the front end of the tail half-charge under the action of a jet flowing from the channel of the head half-charge. As a result, local narrowing of the half-charge at the front end, which causes an increase in pressure in the channel of the head half-charge and its destruction, is excluded. The implementation of the conical section with a maximum diameter at the front end of the tail half-charge (D max ) equal to 1.2-1.5 of the outer diameter of the rays of the head half-charge (D l ), and the taper angle α 1 = 25-35 o with a length (0.015-0 , 03) L makes it possible to drastically reduce the force impact of a gas jet flowing from the channel of the head half-charge on the front end of the tail half-charge. With an increase in the angle α 1 of more than 35 o and a decrease in the length of the section less than 0.015L, the force action of the gas jet on the end of the tail half-charge unacceptably increases, with a decrease in the angle α 1 of less than 25 o and an increase in the length of the section over 0.03 L, the volumetric coefficient decreases irrationally. The presence of a conical section with a taper angle α 2 = 3-8 o and a length of (0.02-0.04) L achieves the necessary law of the distribution of velocity and pressure of the flow on the channel section of the tail half-charge in the region of the front end face undergoing deformation. With an increase in the taper angle of the section α 2 more than 8 o and its length in excess of 0.04 L, the load on the end face of the charge and its deformation exceed the permissible values. With the reduction of the length of the plot is less than 0.02 L of the length of the channel of the tail half-charge and the angle α 2 less than 3 o , the force acting from the side of the channel to the area of the tail half-charge at the front end falls below the permissible values. With an increase in the taper angle and the length of the section with a taper angle α 3 = 10-20 o and a length (0,015-0,03) L of more than 20 o and more than 0.03 L, the force deforming the tail half charge at the front end increases, the decrease in the specified angle is less than 10 o and its length less than 0.015L is irrational due to a decrease in charge mass.
Сущность предложенного изобретения поясняется чертежом, где изображен общий вид предложенного заряда с частичным поперечным разрезом. The essence of the invention is illustrated in the drawing, which shows a General view of the proposed charge with a partial cross section.
Предлагаемый заряд содержит головной полузаряд 1 со звездообразным каналом 2, хвостовой полузаряд 3 с цилиндрическим каналом 4, осесимметричной выемкой 5 и консольным участком 6, корпус 7, защитно-крепящий слой 8, торцевые манжеты 9, цилиндрические участки лучей 10, боковые участки лучей 11. Осесимметричная выемка включает конические участки 12, 13, 14. The proposed charge contains a head half charge 1 with a star-shaped channel 2, a tail half charge 3 with a cylindrical channel 4, an axisymmetric recess 5 and a cantilever section 6, a housing 7, a protective-fixing layer 8, end cuffs 9, cylindrical sections of the beams 10, side sections of the beams 11. The axisymmetric recess includes conical sections 12, 13, 14.
Предложенное выполнение заряда позволило на 8-10% увеличить коэффициент объемного заполнения при сохранении значений величин разбросов выходных характеристик и критериев надежности в заданном диапазоне применения. The proposed implementation of the charge made it possible to increase the volumetric filling coefficient by 8-10% while maintaining the values of the scatter of the output characteristics and reliability criteria in a given application range.
Функционирование предложенного заряда происходит следующим образом. После зажжения головного 1 и хвостового 3 полузарядов продукты сгорания головного полузаряда 1 движутся по звездообразному каналу 2 в направлении хвостового полузаряда 3, втекают в выемку 5 канала 4 и совместно с продуктами сгорания хвостового полузаряда 3 истекают через сопловой срез консольного участка 6
Полученный положительный эффект подтвержден в ходе стендовых испытаний зарядов, выполненных в соответствии с предлагаемым изобретением, а также при летных испытаниях ракет РСЗО с предлагаемым зарядом.The functioning of the proposed charge is as follows. After igniting the head 1 and tail 3 half-charges, the products of combustion of the head half-charge 1 move along the star-shaped channel 2 in the direction of the tail half-charge 3, flow into the recess 5 of the channel 4 and together with the products of combustion of the tail half-charge 3 expire through the nozzle section of the console section 6
The obtained positive effect was confirmed during bench tests of charges made in accordance with the invention, as well as during flight tests of MLRS missiles with the proposed charge.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU99110861A RU2145673C1 (en) | 1999-05-25 | 1999-05-25 | Solid propellant charge |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU99110861A RU2145673C1 (en) | 1999-05-25 | 1999-05-25 | Solid propellant charge |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2145673C1 true RU2145673C1 (en) | 2000-02-20 |
Family
ID=20220275
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU99110861A RU2145673C1 (en) | 1999-05-25 | 1999-05-25 | Solid propellant charge |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2145673C1 (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 |
-
1999
- 1999-05-25 RU RU99110861A patent/RU2145673C1/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 |
|---|---|---|
| EP0767872B1 (en) | Solid propellant dual phase rocket motor | |
| US4574700A (en) | Solid rocket motor with nozzle containing aromatic amide fibers | |
| US6966264B2 (en) | Rocket motors with insensitive munitions systems and projectiles including same | |
| US3044255A (en) | Powder propulsive for rockets or other self-propelled projectiles | |
| US4972673A (en) | Solid rocket motor with dual interrupted thrust | |
| USH1082H (en) | Main-stage solid-propellant rocket motor design | |
| RU2282741C1 (en) | Solid-propellant charge for acceleration-and-cruise propulsion rocket engine of guided missile | |
| RU2312999C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2145673C1 (en) | Solid propellant charge | |
| JPH0442537B2 (en) | ||
| US3129561A (en) | Rocket engine igniter | |
| RU2493533C1 (en) | Active jet projectile | |
| AU632478B2 (en) | Nozzleless propulsion unit of low aspect ratio | |
| RU2298110C2 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2133864C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2351788C1 (en) | Guided missile solid-propellant rocket engine, solid propellant igniter and rocket engine nozzle assembly | |
| US4170875A (en) | Caseless rocket design | |
| RU2265746C2 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2180049C1 (en) | Solid-propellant charge | |
| US4691633A (en) | Igniter intended for gas-generating charges in shells | |
| RU2152529C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2145674C1 (en) | Solid propellant charge | |
| RU2150599C1 (en) | Solid-propellant charge | |
| RU2391530C1 (en) | Rocket solid fuel charge | |
| RU2378524C1 (en) | Engine of reactive weapon |