RU2148726C1 - Solid-propellant rocket engine - Google Patents
Solid-propellant rocket engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2148726C1 RU2148726C1 RU99105408A RU99105408A RU2148726C1 RU 2148726 C1 RU2148726 C1 RU 2148726C1 RU 99105408 A RU99105408 A RU 99105408A RU 99105408 A RU99105408 A RU 99105408A RU 2148726 C1 RU2148726 C1 RU 2148726C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- damper
- thin
- rod
- housing
- solid fuel
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетным двигателям твердого топлива (РДТТ), и может быть использовано для автоматической стабилизации тяги в условиях различных начальных температур и разброса параметров топлива. Например, для уменьшения рассеяния попаданий по дальности неуправляемых ракет и уменьшения вертикального рассеяния попаданий ручных гранатометов. The invention relates to the field of rocket technology, and in particular to solid propellant rocket engines (solid propellant rocket engines), and can be used to automatically stabilize thrust under various initial temperatures and dispersion of fuel parameters. For example, to reduce the dispersion of hits over the range of unguided missiles and to reduce the vertical dispersion of hits by hand grenade launchers.
Известно регулируемое сопло, содержащее кинематически связанную с приводом, установленную на направляющих центрального тела тарель для изменения проходного сечения, причем для повышения надежности, направляющие тарели выполнены винтовыми, а привод в виде поршня, помещен в цилиндр, выполненный в тарели, и установлен на винтовых направляющих центрального тела, противоположных по закрутке направляющим тарели, а последняя и поршень связаны между собой с возможностью осевого относительного перемещения [Авторское свидетельство СССР N 560077, МКИ F 02 К 1/8, 30.03.77 г., Б.И. N 20, 1977 г. ]. Known adjustable nozzle containing kinematically connected with the drive mounted on the guides of the Central body of the plate to change the bore, and to increase reliability, the guide plates are made screw, and the drive in the form of a piston is placed in a cylinder made in the plate, and mounted on screw guides the central body, opposite the swirl guide plates, and the latter and the piston are interconnected with the possibility of axial relative movement [USSR Author's Certificate N 560077, CI F 02 K 1/8, 30/03/77, at BI N 20, 1977].
В связи с тем, что поршень и тарель совмещены, габариты и вес регулировочного сопла значительно уменьшены, а виброустойчивость и нечувствительность к ударным нагрузкам обеспечиваются тем, что связь между поршнем и тарелью выполнена в виде винтовых направляющих противоположной закрутки, а массы поршня и тарели выбраны равными. Due to the fact that the piston and the plate are combined, the dimensions and weight of the adjustment nozzle are significantly reduced, and vibration resistance and insensitivity to shock loads are ensured by the fact that the connection between the piston and the plate is made in the form of screw guides of the opposite twist, and the mass of the piston and the plate are chosen equal .
Однако, это регулируемое сопло является только исполнительным элементом. Для автоматического регулирования тяги необходимо иметь сложную систему управления с датчиками начальной температуры, давления в камере горения и исполнительным приводом золотника, что делает все устройство дорогим и неконкурентоспособным. However, this adjustable nozzle is only an actuator. For automatic traction control, it is necessary to have a complex control system with sensors for the initial temperature, pressure in the combustion chamber and the spool actuator, which makes the entire device expensive and uncompetitive.
Известен твердотопливный двигатель, содержащий топливный заряд, размещенный в корпусе, авторегулирующее реактивное сверхзвуковое сопло, с размещенным в нем подпружиненным центральным телом, закрепленным на пилонах в закритической части сопла [В.Ф. Присняков. Динамика ракетных двигателей твердого топлива. - М.: 1984, - 320 с., см. стр. 19, рис. 1.9,б, УДК 629.015]. Known solid-fuel engine containing a fuel charge placed in the housing, autoregulating jet supersonic nozzle, placed in it a spring-loaded central body, mounted on pylons in the supercritical part of the nozzle [V.F. Prisnyakov. Dynamics of solid propellant rocket engines. - M .: 1984, - 320 p., See p. 19, fig. 1.9, b, UDC 629.015].
Наличие подпружиненного центрального тела, настроенного на расчетное давление в камере горения, удерживает давление в камере горения на заданном расчетном уровне и тем самым уменьшает разброс в полтора - два раза при изменениях начальной температуры горения tн от минус 50oC до плюс 50oC, а также частично компенсирует разбросы химических параметров твердого топлива и механические дефекты твердого топлива. Из сказанного следует, что подпружиненное центральное тело не решает задачи стабилизации тяги твердотопливного двигателя в полной мере. Кроме того, исследования показали, что данная конструкция склонна к неустойчивому (автоколебательному) режиму работы.The presence of a spring-loaded central body, tuned to the design pressure in the combustion chamber, keeps the pressure in the combustion chamber at a predetermined design level and thereby reduces the spread by one and a half to two times when the initial combustion temperature t n changes from minus 50 o C to plus 50 o C, and also partially compensates for the spread of chemical parameters of solid fuel and mechanical defects of solid fuel. From what has been said, it follows that the spring-loaded central body does not solve the problem of stabilizing the thrust of a solid fuel engine in full. In addition, studies have shown that this design is prone to unstable (self-oscillating) operation.
Прототипом настоящего изобретения является твердотопливный двигатель, содержащий корпус с размещенным в нем воспламенителем и зарядом в виде шашки твердого топлива, сверхзвуковое сопло с центральным телом, закрепленным на тонкостенной трубке, связанной с подвижным торцом топливной шашки, и направляющую, закрепленную на дне корпуса со стороны, противоположной соплу [Я. М. Шапиро, Г. Ю. Мазинг, Н. Е. Прудников. Теория ракетного двигателя на твердом топливе. Военное издательство. М.: 1966, - 324 с., см. стр. 174 - 176, рис. 5.9 - 5.10, УДК 629.015. Прилагается]. The prototype of the present invention is a solid-fuel engine containing a housing with an igniter and a charge in the form of a solid fuel checker, a supersonic nozzle with a central body mounted on a thin-walled tube connected to the movable end of the fuel checker, and a guide fixed to the bottom of the housing, opposite the nozzle [I. M. Shapiro, G. Yu. Masing, N.E. Prudnikov. Solid rocket engine theory. Military publishing house. M .: 1966, - 324 p., See p. 174 - 176, fig. 5.9 - 5.10, UDC 629.015. Attached].
Данная конструкция осуществляет автоматическую настройку сопла в соответствии с начальной температурой горения твердого топлива, т.е. независимое разомкнутое регулирование по начальной температуре горения твердого топлива. This design automatically adjusts the nozzle in accordance with the initial combustion temperature of solid fuel, i.e. independent open regulation of the initial combustion temperature of solid fuels.
Недостатками данной конструкции прототипа являются отсутствие стабилизации тяги при разбросе химических параметров твердого топлива и его механических дефектов в виде трещин и сколов, а также недостаточно точной установке центрального тела в критическом сечении реактивного сопла. The disadvantages of this design of the prototype are the lack of stabilization of thrust when scattering the chemical parameters of solid fuel and its mechanical defects in the form of cracks and chips, as well as insufficiently accurate installation of the central body in the critical section of the jet nozzle.
Задачей настоящего изобретения является обеспечение устойчивой работы стабилизатора тяги с замкнутым управлением по давлению в камере горения и ускорению ракеты, уменьшающего разброс тяги двигателя при разбросе химических и механических параметров твердого топлива и недостаточно точной установке центрального тела в критическом сечении сопла. The objective of the present invention is to ensure the stable operation of the thrust stabilizer with closed control of the pressure in the combustion chamber and acceleration of the rocket, which reduces the dispersion of the engine thrust when the chemical and mechanical parameters of solid fuel are dispersed and the central body is not installed accurately in the critical section of the nozzle.
Поставленная задача достигается тем, что ракетный двигатель твердого топлива с размещенным в нем воспламенителем и зарядом в виде топливной шашки, сверхзвуковым соплом с центральным телом, закрепленным на тонкостенной обжимной трубке, связанной с подвижным торцом шашки, и направляющей, закрепленной на дне корпуса со стороны, противоположной соплу, снабжен подпружиненным относительно корпуса штоком, установленным в трубчатой направляющей, а тонкостенная трубка упруго подвешена на штоке и охватывает его с возможностью фиксации на нем, причем шток снабжен демпфером, корпус которого закреплен на направляющей, а тонкостенная трубка связана с подвижным торцом топливной шашки посредством рычагов, неподвижный упор которых размещен на корпусе, короткое плечо опирается на топливную шашку, а длинное плечо шарнирно соединено с тонкостенной трубкой. The problem is achieved in that the rocket engine of solid fuel with an igniter and a charge in the form of a fuel checker, a supersonic nozzle with a central body mounted on a thin-walled crimp tube connected to the movable end of the checker, and a guide fixed to the bottom of the housing, opposite the nozzle, it is equipped with a rod spring-loaded relative to the housing, installed in a tubular guide, and a thin-walled tube is resiliently suspended on the rod and covers it with the possibility of fixing on it, p The rod is equipped with a damper, the casing of which is fixed on the guide, and the thin-walled tube is connected with the movable end of the fuel checker by means of levers, the fixed stop of which is placed on the body, the short arm rests on the fuel checker, and the long arm is pivotally connected to the thin-walled tube.
Демпфер может быть выполнен гидравлическим или газовым. The damper can be made hydraulic or gas.
Гидравлический демпфер содержит две герметичные полости, заполненные жидкостью, разделенные поршнем и соединенные между собой дроссельным каналом. The hydraulic damper contains two sealed cavities filled with liquid, separated by a piston and interconnected by a throttle channel.
Дроссельный канал выполнен в поршне. The throttle channel is made in the piston.
Газовый демпфер выполнен и в виде двух полостей, разделенных поршнем и соединенных с камерой горения впускными дроссельными отверстиями. The gas damper is also made in the form of two cavities separated by a piston and connected to the combustion chamber by inlet throttle openings.
Полости демпфера с проточными полостями соединены с окружающей средой через выпускные дроссельные отверстия. Cavity damper cavities are connected to the environment through exhaust throttle openings.
Проточные полости газового демпфера соединены с осевым каналом в штоке и осевым каналом, проходящим через центральное тело, выпускными дроссельными отверстиями. The flow cavities of the gas damper are connected to the axial channel in the rod and the axial channel passing through the central body by exhaust throttle openings.
Для ускоренного торможения штока при заполнении полостей газового демпфера дроссельные отверстия одной из полостей газового демпфера выполнены большего проходного сечения. For accelerated braking of the rod when filling the cavities of the gas damper, the throttle openings of one of the cavities of the gas damper are made with a larger flow area.
На фиг. 1 приведен схематический продольный разрез двигателя твердого топлива со встроенным стабилизатором тяги. In FIG. 1 shows a schematic longitudinal section of a solid fuel engine with an integrated draft stabilizer.
На фиг. 2 приведены графики зависимости скорости горения твердого топлива Uг от давления в камере горения Pк при различных начальных температурах горения твердого топлива: при плюс 50oC, при 0oC и при минус 50oC.In FIG. 2 shows graphs of the dependence of the rate of burning of solid fuel U g on pressure in the combustion chamber P k at various initial temperatures of combustion of solid fuel: at plus 50 o C, at 0 o C and at minus 50 o C.
На фиг. 3 приведена принципиальная схема газового демпфера с непроточными полостями. In FIG. 3 shows a schematic diagram of a gas damper with non-flowing cavities.
На фиг. 4 показана принципиальная схема газового демпфера с проточными полостями, выпускные дроссельные отверстия которого соединены с осевым каналом в направляющем штоке, соединенном через осевой канал центрального тела с окружающей средой. In FIG. 4 shows a schematic diagram of a gas damper with flow cavities, the outlet throttle openings of which are connected to an axial channel in a guide rod connected through the axial channel of the central body to the environment.
В корпусе РДТТ 1 расположен цилиндрический заряд твердого топлива 2 с бронировкой по торцам 3. Передний конец топливной шашки бронировкой 3 упирается в опорное кольцо 4, а задний конец шашки бронированным торцом 3 - в рычаги 5, которые наружной стороной закреплены на неподвижном опорном кольце 6, установленном по периферии заднего дна 7, а подвижный конец рычагов шарнирно соединен с центральным телом 8 и обжимной трубкой-фиксатором 9. Тонкостенная обжимная трубка-фиксатор 9 жестко соединена с центральным телом 8 и насажена по скользящей посадке на направляющий шток 10, который жестко соединен с упорным фланцем 11 и поршнем гидравлического демпфера 12. В поршне гидравлического демпфера 13 выполнено дроссельное отверстие 14. Демпфер 13 с направляющим штоком 10 установлены в направляющей трубке 15 с отверстиями перфорации 16. Направляющая трубка 15 жестко прикреплена к переднему дну 17 корпуса 1. Между упорным фланцем 11 и упорной перегородкой 18 в перфорированной направляющей трубке 15 установлена пружина 19. Центральное тело 8 может перемещаться через критическое сечение сверхзвукового сопла 20. Стягивающая пружина 21 стремится переместить центральное тело вверх и удерживает рычаги 5 в напряженном состоянии. В свободном пространстве камеры горения установлен воспламенитель 22. In the housing of the solid propellant rocket engine 1 there is a cylindrical charge of
При изменениях температуры вследствие разности коэффициентов теплового расширения металла корпуса 1 и шашки твердого топлива 2, под воздействием рычагов 5, центральное тело 8 с обжимной трубкой- фиксатором 9 перемещается по направляющему штоку 10 вдоль продольной оси двигателя пропорционально изменению температуры топлива tн. Чем выше температура топлива, тем больше смещается центральное тело 8 назад (вниз), уменьшая поджатие пружины 19 в рабочем состоянии и увеличивая площадь критического сечения сопла.With temperature changes due to the difference in the coefficients of thermal expansion of the metal of the housing 1 and the
При запуске двигателя срабатывает воспламенитель 22, давление в камере горения Pк резко возрастает и обжимает трубку-фиксатор 9 на направляющем штоке 10 и фиксирует положение центрального тела 8, пропорциональное температуре топливной шашки перед пуском tн. Под действием перепада давления в камере горения и в критическом сечении сопла 20 центральное тело 8, сжимая пружину 19 и преодолевая сопротивление поршня 12 демпфера 13, проходит через критическое сечение сопла 20. Пройдя критическое сечение сопла, центральное тело 8 работает как предохранительный клапан, поддерживая давление в камере горения пропорционально предварительному поджатию пружины 19, т.е. обратно пропорционально начальной температуре горения топлива tн.When the engine starts, igniter 22 is activated, the pressure in the combustion chamber P k increases sharply and compresses the retainer tube 9 on the guide rod 10 and fixes the position of the central body 8, which is proportional to the temperature of the fuel block before starting t n . Under the influence of the pressure drop in the combustion chamber and in the critical section of the nozzle 20, the central body 8, compressing the spring 19 and overcoming the resistance of the piston 12 of the damper 13, passes through the critical section of the nozzle 20. Having passed the critical section of the nozzle, the central body 8 acts as a safety valve, maintaining pressure in the combustion chamber is proportional to the preliminary preload of the spring 19, i.e. inversely proportional to the initial fuel combustion temperature t n
Основным условием стабилизации тяги твердотопливного двигателя является условие сохранения расхода газа через сопло на уровне, близком к постоянному значению G=Uг•Sг•ρ ≈const, где G - расход газа; Uг - скорость горения; Sг - площадь поверхности горения; ρ - плотность твердого топлива.The main condition for stabilizing the thrust of a solid fuel engine is the condition for maintaining the gas flow through the nozzle at a level close to a constant value G = U g • S g • ρ ≈const, where G is the gas flow rate; U g - burning rate; S g - combustion surface area; ρ is the density of solid fuel.
Из приведенной зависимости следует, что для выполнения указанного условия постоянной должна быть скорость горения топлива Uг=const, так как в этом случае плотность твердого топлива ρ и площадь поверхности горения Sг - величины постоянные.From the above dependence it follows that in order to fulfill the specified condition, the fuel burning rate U g = const must be constant, since in this case the density of solid fuel ρ and the burning surface area S g are constant.
На фиг. 2 приведены графики зависимости скорости горения твердого топлива от давления в камере горения Uг=f(Pк) при различных начальных температурах горения tн: при плюс 50oC, при 0oC, при минус 50oC. Выбрав величину скорости горения, обеспечивающую устойчивое горение при максимальном разбросе температур, проведем горизонталь Uг=const (точки 1, 2, 3 фиг. 2) и определим величины давлений в камере горения, которые нужно устанавливать в камере горения при соответствующей начальной температуре горения P(+50oC), P(0oC), P(-50oC). Вследствие того, что выходное сечение сверхзвукового сопла величина постоянная, а давления в камере горения различные, тяга двигателя зависит не только от расхода, но и от степени нерасчетности сопла. Однако эти отклонения могут быть откорректированы небольшой поправкой на давление в камере горения, т.е. за счет отклонения скорости горения от расчетной величины.In FIG. Figure 2 shows graphs of the dependence of the rate of burning of solid fuel on the pressure in the combustion chamber U g = f (P k ) at various initial combustion temperatures t n : at plus 50 o C, at 0 o C, at minus 50 o C. providing stable combustion with a maximum temperature spread, draw a horizontal U g = const (
Пунктирными линиями, проведенными параллельно линии закона горения топлива при минус 50oC, показаны возможные отклонения закона горения при tн, равной минус 50oC, вследствие разброса параметров топлива. Нагрузочная прямая O-A, пересекаясь с пунктирными линиями возможного отклонения закона горения, показывает, как изменяется скорость горения (диапазон AU1) при максимальном разбросе параметров топлива при разомкнутом управлении по начальной температуре tн у прототипа (точки 4, 5 фиг.2). Нагрузочная характеристика M-N (Pк≈const) показывает изменение скорости горения твердого топлива ΔU2 для заявляемого ракетного двигателя твердого топлива (точки 6, 7 - фиг.2) при том же разбросе параметров топлива.Dotted lines drawn parallel to the line of the law of fuel combustion at minus 50 o C show the possible deviations of the law of combustion at t n equal to minus 50 o C, due to the spread of fuel parameters. The loading line OA, intersecting with the dashed lines of the possible deviation of the combustion law, shows how the burning rate (range AU1) changes with a maximum variation in fuel parameters with open control over the initial temperature t n of the prototype (
Если демпфер выполнен газовым в виде двух непроточных полостей (фиг.3) или с проточными полостями (фиг. 4), сразу после запуска двигателя, когда полости газового демпфера еще не заполнились газом полностью, центральное тело под действием перепада давлений приобретает большую скорость, чем при гидравлическом демпфере, что вызывает большую величину перерегулирования. Для устранения этого недостатка, в полости, где происходит уменьшение объема, дроссельные отверстия выполнены большего сечения, чем в полости, где объем увеличивается. Благодаря увеличенному сечению дроссельных отверстий давление в полости сжатия нарастает быстрее и создает дополнительную силу торможения, что уменьшает перерегулирование, сокращает время переходного процесса и повышает устойчивость установившегося режима работы. If the damper is made of gas in the form of two non-flowing cavities (Fig. 3) or with flowing cavities (Fig. 4), immediately after starting the engine, when the cavities of the gas damper have not yet been completely filled with gas, the central body under the influence of pressure difference acquires a greater speed than with a hydraulic damper, which causes a large amount of overshoot. To eliminate this drawback, in the cavity where the volume decreases, the throttle openings are made of a larger cross section than in the cavity where the volume increases. Due to the increased cross-section of the throttle openings, the pressure in the compression cavity increases faster and creates additional braking force, which reduces overshoot, shortens the transition process and increases the stability of the steady state operation.
Под действием ускорения, действующего на ракету, центральное тело, подвешенное на сжатой пружине 19, работает как датчик и регулятор ускорения: увеличивает площадь критического проходного сечения сопла при увеличении ускорения и уменьшает его при замедлении ракеты. Кратковременное увеличение тяги при увеличении критического сечения не вызывает резкого смещения центрального тела благодаря наличию демпфера, что предотвращает автоколебательный режим. Under the action of the acceleration acting on the rocket, the central body suspended on the compressed spring 19 works as a sensor and acceleration regulator: it increases the critical passage area of the nozzle with increasing acceleration and decreases it with slowing the rocket. A short-term increase in traction with an increase in the critical section does not cause a sharp displacement of the central body due to the presence of a damper, which prevents a self-oscillating regime.
Claims (7)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU99105408A RU2148726C1 (en) | 1999-03-18 | 1999-03-18 | Solid-propellant rocket engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU99105408A RU2148726C1 (en) | 1999-03-18 | 1999-03-18 | Solid-propellant rocket engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2148726C1 true RU2148726C1 (en) | 2000-05-10 |
Family
ID=20217286
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU99105408A RU2148726C1 (en) | 1999-03-18 | 1999-03-18 | Solid-propellant rocket engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2148726C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2443895C1 (en) * | 2010-09-02 | 2012-02-27 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" | Adjustable solid-propellant rocket engine |
-
1999
- 1999-03-18 RU RU99105408A patent/RU2148726C1/en active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 1. ШАПИРО Я.М., МАЗИНГ Г.Ю., ПРУДНИКОВ Н.Е. Теория ракетного двигателя на твердом топливе. - М.: Военное издательство Министерства обороны СССР, 1966, с.174 - 176, рис.5.9 - 5.10. 2. * |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2443895C1 (en) * | 2010-09-02 | 2012-02-27 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" | Adjustable solid-propellant rocket engine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5149907A (en) | Weapon | |
| US7845679B2 (en) | Gas generator fitted with pressure regulator means, and a safety device fitted therewith | |
| US8938974B1 (en) | Method for determining optimum injector inlet geometry | |
| US4745841A (en) | Liquid propellant gun | |
| RU2148726C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| US4143632A (en) | Fuel injection timing control device | |
| RU2151317C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| EP0250978B1 (en) | Liquid propellant gun | |
| US3722219A (en) | Variable area injector for rocket engine | |
| US3957083A (en) | Pressure sensitive regulating valve | |
| JPS6357613B2 (en) | ||
| US4962689A (en) | Gas generator missile launch system | |
| RU2631958C1 (en) | Reactive engine, method for shooting with rocket ammunition and rocket ammunition | |
| RU2237190C1 (en) | Nozzle unit of solid-propellant rocket engine | |
| RU2191279C1 (en) | Nozzle unit of solid-propellant rocket engine | |
| US2555818A (en) | Dual fuel engine | |
| US3078668A (en) | Gas generator regulating system | |
| JP2001509858A (en) | Fuel injection valve for internal combustion engine | |
| RU2443895C1 (en) | Adjustable solid-propellant rocket engine | |
| RU2725129C1 (en) | Device for protection against ingress of water into inner space of nozzle of solid-propellant engine of rocket carrier with mortar start circuit from underwater position and check valve | |
| RU2191280C1 (en) | Nozzle unit of solid-propellant rocket engine | |
| Pelosi-Pinhas et al. | Solid-fuel ramjet regulation by means of an air-division valve | |
| JP3842381B2 (en) | Artillery retreat equipment | |
| US3391533A (en) | Self-adjusting rocket engine | |
| RU2647256C1 (en) | Method of increasing the distance of the rocket-propelled grenade |