RU2168648C1 - Ballistite solid propellant rocket engine - Google Patents
Ballistite solid propellant rocket engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2168648C1 RU2168648C1 RU2000105300A RU2000105300A RU2168648C1 RU 2168648 C1 RU2168648 C1 RU 2168648C1 RU 2000105300 A RU2000105300 A RU 2000105300A RU 2000105300 A RU2000105300 A RU 2000105300A RU 2168648 C1 RU2168648 C1 RU 2168648C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- temperature
- solid
- charge
- max
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении ракетных двигателей твердого топлива с вкладными зарядами из баллиститных твердых топлив (БТТ) для двигателей различного функционального назначения и, в частности, для двигателей активно-реактивных систем (АРС) и противотанковых систем (ПТУРС). The invention relates to the field of rocket technology and can be used in the design, development and manufacture of solid propellant rocket engines with external charges of ballistic solid fuels (BTT) for engines of various functional purposes and, in particular, for engines of active reactive systems (ARS) and anti-tank systems (ATGM).
Специфика работы вкладного заряда систем АРС и ПТУРС накладывает жесткие требования к его механическим, энергическим и физико-механическим характеристикам твердого ракетного топлива (ТРТ), обеспечивающим надежную работоспособность двигателя в требуемых условиях эксплуатации и боевого применения. Эти условия включают температурные перепады в процессе длительного хранения, транспортные нагрузки, воздействие осевых и радиальных перепадов давления внутри корпуса двигателя при его работе, осевые и поперечные перегрузки при полете изделия. The specifics of the operation of the auxiliary charge of the APC and ATGM systems impose stringent requirements on its mechanical, energy and physico-mechanical characteristics of solid rocket fuel (TRT), which ensures reliable engine performance in the required operating and combat use conditions. These conditions include temperature differences during long-term storage, transport loads, the effects of axial and radial pressure drops inside the engine housing during its operation, axial and lateral overloads during the flight of the product.
Конструктивная схема двигателя со свободно вложенным вкладным зарядом является классической (см., например, Шапиро Я.М., Мазинг Г.Ю., Прудников И. Н. "Основы проектирования ракет на твердом топливе". Военное издательство М. О., М., 1968 г., стр. 38. рис. 1.35). На схеме рис. 1.35 представлен РДТТ со свободно вложенным бронированным зарядом, горящим по цилиндрическому каналу, что не может обеспечить высокую тяговооруженность двигателя (при требуемом малом времени его работы), особенно для систем АРС и ПТУРС. The structural design of an engine with a freely inserted plug-in charge is classical (see, for example, Shapiro Ya.M., Masing G.Yu., Prudnikov I. N. "Fundamentals of designing solid-propellant rockets." Military Publishing House M.O., M ., 1968, p. 38. Fig. 1.35). In the diagram of Fig. 1.35 is a solid propellant solid propellant rocket with a freely enclosed armored charge burning along a cylindrical channel, which cannot provide high thrust-to-weight ratio of the engine (with the required short operating time), especially for ARS and ATGM systems.
Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату является ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ), схематично представленный на фиг. 10.16 в книге А.М. Винницкого "Ракетные двигатели на твердом топливе", Машиностроение, М, 1973 г., стр. 293, который принят за прототип. Конструкция двигателя-прототипа представляет собой РДТТ с вкладным зарядом из баллиститного твердого топлива всестороннего горения, имеющим в центральном канале щелевые вырезы по всей длине заряда, что обеспечивает развитую поверхность горения, особенно в начальный момент работы двигателя и, следовательно, высокую тяговооруженность двигателя (См. фиг. 1 - прототип). The closest in technical essence and the achieved result is a solid fuel rocket engine (solid propellant rocket engine), schematically shown in FIG. 10.16 in the book of A.M. Vinnitsky "Solid propellant rocket engines", Engineering, M, 1973, p. 293, which is taken as a prototype. The prototype engine design is a solid propellant solid propellant solid propellant solid propellant solid propellant solid-propellant solid-propellant solid-propellant solid-propellant solid-propellant solid-propellant solid-propellant solid-propellant solid-propellant solid-propellant solid-propellant solid-propellant solid-propellant solid-propellant combustion engine with a slotted notch along the entire charge length, which provides a developed combustion surface, especially at the initial moment of engine operation and, therefore, high engine thrust ratio (See Fig. 1 is a prototype).
Основной недостаток конструкции двигателя, принятого за прототип, состоит в следующем. Как правило, температурный диапазон боевой работы двигателя значительно превышает естественный климатический и составляет от минус 50oC до плюс 60oC, поэтому имеются случаи разрушения заряда за счет недостаточного уровня механической надежности (вероятности безотказной работы по прочности) как в зоне верхнего температурного диапазона использования, так и в зоне нижнего диапазона, что в итоге приводит к частичному разрушению заряда и снижению полного импульса тяги двигателя, а в отдельных случаях даже к полному разрушению двигателя. На фиг. 2 показаны экспериментальные диаграммы "давление (тяга) - время" испытаний типового двигателя при различных температурах.The main disadvantage of the design of the engine adopted for the prototype is as follows. As a rule, the temperature range of the engine’s combat operation is significantly higher than the natural climatic one and ranges from minus 50 o C to plus 60 o C, therefore there are cases of charge destruction due to an insufficient level of mechanical reliability (probability of failure-free operation in strength) as in the zone of the upper temperature range of use , and in the zone of the lower range, which ultimately leads to a partial destruction of the charge and a decrease in the total impulse of engine thrust, and in some cases even to complete destruction of the engine. In FIG. Figure 2 shows the experimental diagrams "pressure (thrust) - time" tests of a typical engine at various temperatures.
(1) + 20oC - нормальная работа двигателя;
(2) + 60oC - работа с частичным разрушением заряда в конце работы двигателя;
(3) - 50oC - работа с частичным разрушением заряда в начале работы двигателя.(1) + 20 o C - normal engine operation;
(2) + 60 o C - work with partial destruction of the charge at the end of engine operation;
(3) - 50 o C - work with partial destruction of the charge at the beginning of engine operation.
(4) - полное разрушение двигателя
В вариантах (2) и (3) происходит снижение суммарного импульса тяги двигателя (площадь, ограниченная кривой ≪R-τ≫) и необеспечение заданных энергетических характеристик двигателя.(4) - complete destruction of the engine
In variants (2) and (3), the total impulse of the engine thrust decreases (the area bounded by the ≪R-τ≫ curve) and the specified energy characteristics of the engine are not provided.
Задачей изобретения является обеспечение внутрибаллистических характеристик двигателя за счет высокого уровня механической надежности заряда. Задача решается за счет того, что в ракетном двигателе твердого топлива с вкладным зарядом всестороннего горения в виде цилиндрической шашки из баллиститного твердого топлива с центральным звездообразным каналом на всю длину, работающим в широком температурном диапазоне боевого применения от минус 50oC до плюс 60oC, при коэффициентах концентрации напряжений в вершинах лучей заряда 1,3 ... 2,2 твердое топливо при верхней температуре боевого применения двигателя имеет стандартный модуль упругости, задаваемый в диапазоне:
2,1Pmax +60 ≅ Eст +60 ≅ 3,3Pmax +60,
где Eст +60 - стандартный модуль упругости топлива при температуре 60oC, МПа.The objective of the invention is to provide ballistic characteristics of the engine due to the high level of mechanical reliability of the charge. The problem is solved due to the fact that in a solid propellant rocket engine with an all-round insertion charge in the form of a cylindrical checker made of ballistic solid fuel with a central star-shaped channel over the entire length, operating in a wide temperature range of military applications from minus 50 o C to plus 60 o C , at stress concentration factors at the tops of the charge rays of 1.3 ... 2.2, solid fuel at the top temperature of the combat use of the engine has a standard modulus of elasticity defined in the range:
2.1P max +60 ≅ E Art +60 ≅ 3.3P max +60 ,
where E article +60 - standard modulus of elasticity of the fuel at a temperature of 60 o C, MPa.
Pmax +60 - максимальное давление в двигателе при температуре 60oC, МПа.P max +60 - the maximum pressure in the engine at a temperature of 60 o C, MPa.
Конструкция заявляемого двигателя показана на фиг. 3. The design of the inventive engine is shown in FIG. 3.
Предлагаемая конструкция состоит из корпуса 1, заряда твердого топлива 2, воспламенителя 3, опорной решетки 4, сопла 5. The proposed design consists of a
Обработка большого объема экспериментального материала по испытаниям систем с двигателями, содержащими вкладные заряды всестороннего горения со звездообразным каналом из различных баллиститных твердых топлив для ракет и снарядов авиационных систем, активно-реактивных систем (АРС), ПТУРС и общеармейского вооружения, показала:
1. В области нижнего интервала боевого применения (минус 50oC ... минус 20oC) происходит частичное разрушение шашки топлива в районе торцев заряда (сколы) из-за динамических ударов об опорные решетки при срабатывании воспламенителя, осевых и поперечных перегрузок, которые максимальны в начальный период работы двигателя рассматриваемых классов снарядов и ракет.The processing of a large amount of experimental material for testing systems with engines containing all-round insertion charges with a star-shaped channel from various ballistic solid fuels for missiles and shells of aircraft systems, active-reactive systems (ARS), ATGMs, and general army weapons showed:
1. In the area of the lower range of combat use (minus 50 o C ... minus 20 o C) there is a partial destruction of the fuel checkers in the region of the ends of the charge (chips) due to dynamic impacts on the support grids when the igniter, axial and transverse overloads, which are maximum in the initial period of the engine of the considered classes of shells and missiles.
Сколы возникают из-за высокой жесткости топлива при низких температурах. Жесткость топлива характеризуется стандартным модулем упругости топлива
где σ - эксплуатационное напряжение в шашке, МПа;
εст - деформация топлива при стандартной скорости нагружения, %.Chips occur due to high fuel hardness at low temperatures. Fuel stiffness is characterized by a standard modulus of fuel elasticity
where σ is the operational voltage in the checker, MPa;
ε st - fuel deformation at standard loading rate,%.
Частичное разрушение шашки топлива и вылет топлива через сопло приводит к снижению суммарного импульса тяги двигателя. Partial destruction of the checkers of fuel and the flight of fuel through the nozzle leads to a decrease in the total impulse of engine thrust.
2. В области высоких положительных температур боевого применения (+40 .. . +60oC) частичное разрушение происходит из-за минимальной прочности топлива (минимальной жесткости, так как стандартный модуль упругости топлива связан прямой корреляционной зависимостью с прочностью топлива) и концентрации эксплуатационных напряжений в вершинах лучей звездообразного профиля. Коэффициент концентрации напряжений в вершинах лучей звездообразного профиля определяется как отношение эквивалентного эксплуатационного напряжения (σэкв) в вершине луча к номинальному напряжению (σном) в заряде с круглым каналом, радиусом, равным радиусу вершины лучей (см. И.Х. Фахрутдинов, А.В. Котельников "Конструкция и проектирование ракетных двигателей твердого топлива", Машиностроение, М. 1987 г., стр. 199).2. In the field of high positive temperatures for military use (+40 ... +60 o C), partial destruction occurs due to the minimum fuel strength (minimum rigidity, since the standard modulus of elasticity of the fuel is directly correlated with the strength of the fuel) and the concentration of operational stresses at the tops of the rays of a star-shaped profile. The stress concentration coefficient at the vertices of the rays of a star-shaped profile is defined as the ratio of the equivalent operational voltage (σ equiv ) at the top of the beam to the rated voltage (σ nom ) in a charge with a round channel with a radius equal to the radius of the vertex of the rays (see I.Kh. Fakhrutdinov, A .V. Kotelnikov "Design and Design of Solid Fuel Rocket Engines", Mechanical Engineering, Moscow, 1987, p. 199).
Схема расчета коэффициента концентрации напряжений представлена на фиг. 4. The scheme for calculating the stress concentration coefficient is shown in FIG. 4.
Для исследуемых в данном техническом решении конструкций зарядов коэффициент концентрации находится в диапазоне 1,3 ... 2,2. Установленный экспериментально диапазон жесткостей твердого топлива, обеспечивающий внутрибаллистические характеристики двигателя за счет высокого уровня механической надежности заряда, составляет:
2,1Pmax +60 ≅ Eст +60 ≅ 3,3Pmax +60,
где Eст +60 - стандартный модуль упругости топлива при температуре 60oC, МПа.For the designs of charges investigated in this technical solution, the concentration coefficient is in the range 1.3 ... 2.2. The experimentally established range of hard fuel stiffnesses, providing the ballistic characteristics of the engine due to the high level of mechanical reliability of the charge, is:
2.1P max +60 ≅ E Art +60 ≅ 3.3P max +60 ,
where E article +60 - standard modulus of elasticity of the fuel at a temperature of 60 o C, MPa.
Pmax +60 - максимальное давление в двигателе при температуре 60oC, МПа.P max +60 - the maximum pressure in the engine at a temperature of 60 o C, MPa.
Ограничение по минимально допустимой величине стандартного модуля обеспечивает требуемую работоспособность двигателя в зоне высоких температур из-за отсутствия частичного разрушения шашки топлива в конце работы двигателя. Ограничение по верхнему пределу стандартного модуля обеспечивает неразрушение шашки топлива в начальный момент работы двигателя в области отрицательных температур. The restriction on the minimum permissible value of the standard module provides the required engine performance in the high temperature zone due to the lack of partial destruction of the fuel checkers at the end of engine operation. The restriction on the upper limit of the standard module ensures non-destruction of the fuel checkers at the initial moment of engine operation in the region of negative temperatures.
Перерасчет стандартного модуля при различных температурах производится по общепринятой формуле:
Eст т = Ест +20 • [1 - K(T-20)],
где Eст +20 - стандартный модуль упругости топлива, определенный при 20oC;
K - эмпирический коэффициент;
Т - температура боевого применения, oC.Recalculation of the standard module at various temperatures is carried out according to the generally accepted formula:
E article t = E article +20 • [1 - K (T-20)],
where E article +20 - standard modulus of elasticity of the fuel, determined at 20 o C;
K is an empirical coefficient;
T - temperature combat use, o C.
Графически установленный диапазон ограничения стандартного модуля упругости иллюстрируется на фиг. 5 графиком изменения параметра - точечной оценки вероятности выполнения внутрибаллистических характеристик двигателя, которая должна быть не ниже 0,993 (правило трех сигм для нормального закона распределения).The graphically set limitation range of the standard modulus is illustrated in FIG. 5 graph of parameter change - a point estimate of the probability of performing the ballistic characteristics of the engine, which should be at least 0.993 (three sigma rule for the normal distribution law).
Установленные соотношения стандартного модуля введены в техническую документацию на заряды из баллиститных твердых топлив, что позволило обеспечить требуемую надежность двигателей. The established ratios of the standard module are introduced into the technical documentation for charges from ballistic solid fuels, which made it possible to ensure the required reliability of the engines.
Claims (1)
2,1Рmax +60 ≅ ECT +60 ≅ 3,3Pmax +60,
где ECT +60 - стандартный модуль упругости топлива при температуре 60oC, МПа.A solid propellant rocket engine with an all-round insertion charge in the form of a cylindrical checker made of ballistic solid fuel with a central star-shaped channel over the entire length, operating in a wide temperature range of military applications from minus 50 o C to plus 60 o C, characterized in that at concentration ratios stresses at the tops of the charge rays 1.3 - 2.2 solid fuel at the top temperature of the combat use of the engine has a standard modulus of elasticity, set in the range:
2.1P max +60 ≅ E CT +60 ≅ 3.3P max +60 ,
where E CT +60 is the standard modulus of elasticity of the fuel at a temperature of 60 o C, MPa.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2000105300A RU2168648C1 (en) | 2000-03-03 | 2000-03-03 | Ballistite solid propellant rocket engine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2000105300A RU2168648C1 (en) | 2000-03-03 | 2000-03-03 | Ballistite solid propellant rocket engine |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2168648C1 true RU2168648C1 (en) | 2001-06-10 |
Family
ID=20231381
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2000105300A RU2168648C1 (en) | 2000-03-03 | 2000-03-03 | Ballistite solid propellant rocket engine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2168648C1 (en) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2677506C1 (en) * | 2017-10-09 | 2019-01-17 | Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский Томский государственный университет" (НИ ТГУ) | Projectile for shooting in aquatic environment |
CN114953519A (en) * | 2022-03-27 | 2022-08-30 | 西安航天动力技术研究所 | Single-side crack reinforcing simulation piece of manual debonding structure of solid rocket engine and forming method |
-
2000
- 2000-03-03 RU RU2000105300A patent/RU2168648C1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2677506C1 (en) * | 2017-10-09 | 2019-01-17 | Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский Томский государственный университет" (НИ ТГУ) | Projectile for shooting in aquatic environment |
CN114953519A (en) * | 2022-03-27 | 2022-08-30 | 西安航天动力技术研究所 | Single-side crack reinforcing simulation piece of manual debonding structure of solid rocket engine and forming method |
CN114953519B (en) * | 2022-03-27 | 2023-09-15 | 西安航天动力技术研究所 | Single-side crack enhancement simulation piece of artificial debonding structure of solid rocket engine and forming method |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2168648C1 (en) | Ballistite solid propellant rocket engine | |
RU2282741C1 (en) | Solid-propellant charge for acceleration-and-cruise propulsion rocket engine of guided missile | |
US3423942A (en) | Standing detonation wave rocket engine | |
Wilson et al. | The evolution of ramjet missile propulsion in the US and where we are headed | |
Hatano et al. | FLIGHT DEMONSTRATION OF A GAP/N2O DIRECT INJECTION GAS-HYBRID ROCKET SYSTEM USING A SMALL ROCKET | |
Yasuhara et al. | Advanced gel propulsion controls for kill vehicles | |
US3188802A (en) | Solid propellant grain | |
RU2725118C1 (en) | Channel charge of mixed solid-propellant rocket fuel connected with housing | |
RU2265746C2 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
Braithwaite et al. | Development of high performance CL-20 explosive formulations | |
RU2241846C1 (en) | Rocket engine telescopic solid-propellant charge | |
RU2164617C1 (en) | Gas generator | |
RU2211350C1 (en) | Rocket engine solid-propellant charge | |
RU17715U1 (en) | ROCKET ENGINE SOLID FUEL CHARGE | |
RU2493401C1 (en) | Solid propellant rocket engine | |
Grönland et al. | ADN-Based Propulsion for Spacecraft,-Key Requirements and Experimental Verification | |
Alimi et al. | Temperature compensation and improved ballistic performance in a solid-propellant electrothermal-chemical (SPETC) 40-mm gun | |
Yerko et al. | Methodical bases of processing the results of research on guided and unguided missiles solid fuel engines | |
Crail | Progress Seen in Iranian Missile Test | |
RU17714U1 (en) | CHARGE OF BALLISTIC SOLID MISSILE FUEL | |
RU2220311C1 (en) | Solid propellant rocket charge | |
RU2690472C1 (en) | Solid-propellant charge for starting jet engines | |
Paravan et al. | Space Debris Mitigation and Remediation: Perspectives of Affordable Hybrid Propulsion Implementations | |
RU2220312C1 (en) | Solid-propellant rocket charge | |
RU28896U1 (en) | ROCKET ENGINE SOLID FUEL CHARGE |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20160304 |