RU2187683C2

RU2187683C2 - Two-mode solid-propellant rocket engine

Info

Publication number: RU2187683C2
Application number: RU2000112414A
Authority: RU
Inventors: А.Х.-М. Байсиев
Original assignee: Байсиев Азамат Хаджи-Муратович
Priority date: 2000-05-17
Filing date: 2000-05-17
Publication date: 2002-08-20

Abstract

FIELD: solid- propellant rocket engines. SUBSTANCE: proposed engine has body with combustion chamber of solid propellant charge for start mode and combustion chamber with solid propellant charge for cruise mode inside its body. Partition mounted between these combustion chambers has central hole and at least one ignition hole. Nozzle unit includes supersonic nozzles for start mode and at least one supersonic nozzle for cruise mode which is connected to combustion chamber of cruise mode through pipe line and central hole in partition. Each ignition hole of partition mounted between combustion chambers is provided with metal plug containing initiating compound on side of combustion chamber of cruise mode. Plug of rocket engine may be made in form of pin. EFFECT: enhanced reliability and efficiency of rocket engine. 2 cl, 5 dwg

Description

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к двухрежимным твердотопливным ракетным двигателям, и может быть использовано при создании систем дальнобойных баллистических ракет и реактивных снарядов различных систем. The invention relates to the field of rocket technology, namely to dual-mode solid propellant rocket engines, and can be used to create long-range ballistic missile systems and rockets of various systems.

Известны различные конструкции двухрежимных ракетных двигателей, включающие корпус с топливными зарядами стартового и маршевого режимов, сопловой блок и стабилизаторы (Бибилашвили Н. Ш., Бурцев И.И., Серегин Ю.А. Руководство по организации и проведению противоградовых работ. - Л.: Гидрометеоиздат, 1981, с. 43-46). Various designs of dual-mode rocket engines are known, including a housing with fuel charges of the starting and sustaining modes, a nozzle block and stabilizers (Bibilashvili N. Sh., Burtsev II, Seregin Yu.A. Guidelines for the organization and conduct of anti-hail operations. - L. : Hydrometeoizdat, 1981, pp. 43-46).

Недостатком известных двигателей является низкий КПД, обусловленный тем, что продукты сгорания топливных зарядов как первого, так и второго режимов истекают через одни и те же сопла. A disadvantage of the known engines is low efficiency, due to the fact that the products of combustion of fuel charges of both the first and second modes expire through the same nozzles.

Наиболее близким по технической сущности к заявляемому объекту является двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус, размещенные в корпусе камеру сгорания с зарядом твердого топлива стартового режима и камеру сгорания с зарядом твердого топлива маршевого режима, размещенную между камерами сгорания перегородку, содержащую центральное отверстие и по меньшей мере одно запальное отверстие, снабженное со стороны камеры сгорания маршевого режима обратным клапаном, сопловой блок содержащий сверхзвуковые сопла стартового режима и по меньшей мере одно сверхзвуковое сопло маршевого режима, подключенное через трубопровод к камере сгорания маршевого режима (Патент Российской Федерации 2084676, М.кл. F 02 К 9/30, 1994 г.) прототип. Closest to the technical nature of the claimed object is a dual-mode rocket engine of solid fuel, comprising a housing, a combustion chamber with a solid fuel charge of the starting mode and a combustion chamber with a solid propellant charge of marching mode located between the combustion chambers, a partition containing a central hole and at least one pilot hole provided with a check valve on the side of the marching combustion chamber, a nozzle block containing supersonic nozzles tovogo mode and at least one supersonic nozzle regime sustainer is connected through a conduit to the combustion chamber regime sustainer (Russian Federation Patent 2084676, M.kl. F 02 K 9/30, 1994 YG) prototype.

Несмотря на высокий КПД двигателя, наличие пластинчатых обратных клапанов в запальных отверстиях перегородки существенно снижает надежность работы двигателя. Это обусловлено тем, что в зоне высоких температур, достигающих уровня порядка 2500-3000^oС, пластины не выдерживают. Проблема не может быть решена даже при использовании обратных шариковых клапанов, подпружиненных к запальным отверстиям перегородки. Проблема усугубляется еще тем, что на клапан, установленный в запальное отверстие перегородки, действует высокая температура и давление порядка 100 атмосфер со стороны камеры сгорания стартового режима, а затем те же условия воздействуют на клапан со стороны камеры сгорания маршевого режима. При таких режимах обратные клапана не могут функционировать нормально и могут быть полностью разрушены либо деформированы до такой степени, что газы из камеры сгорания маршевого режима частично будут проходить в камеру сгорания стартового режима через образовавшиеся щели между перегородкой и клапаном. В результате из-за недостаточно высокой надежности работы узлов обратного клапана снижается дальность полета ракеты, а следовательно, и эффективность его применения.Despite the high engine efficiency, the presence of plate check valves in the firing holes of the partition significantly reduces the reliability of the engine. This is due to the fact that in the zone of high temperatures reaching a level of the order of 2500-3000 ^o C, the plates do not withstand. The problem cannot be solved even when using non-return ball valves, spring-loaded to the firing holes of the partition. The problem is aggravated by the fact that the valve installed in the ignition hole of the partition is affected by high temperature and pressure of about 100 atmospheres from the side of the start-up combustion chamber, and then the same conditions act on the valve from the side of the march mode combustion chamber. Under these conditions, the check valves cannot function normally and can be completely destroyed or deformed to such an extent that the gases from the marching mode combustion chamber will partially pass into the starting mode combustion chamber through the formed gaps between the partition and the valve. As a result, due to the insufficiently high reliability of the operation of the check valve assemblies, the missile flight range decreases, and, consequently, its effectiveness.

Техническим результатом от использования заявленного устройства является повышение надежности и эффективности работы ракетного двигателя. The technical result from the use of the claimed device is to increase the reliability and efficiency of the rocket engine.

Технический результат достигается тем, что в известном двухрежимном ракетном двигателе твердого топлива, содержащем корпус, размещенные в корпусе камеру сгорания с зарядом твердого топлива стартового режима и камеру сгорания с зарядом твердого топлива маршевого режима, размещенную между камерами сгорания перегородку, содержащую центральное отверстие по оси и по меньшей мере однозапальное отверстие, сопловой блок, содержащий сверхзвуковые сопла стартового режима и по меньшей мере одно сверхзвуковое сопло маршевого режима, подключенное через трубопровод и центральное отверстие перегородки к камере сгорания маршевого режима, в каждое запальное отверстие перегородки между камерами сгорания заключена металлическая заглушка, содержащая со стороны камеры сгорания маршевого режима инициирующий состав. The technical result is achieved by the fact that in the known dual-mode rocket engine of solid fuel, comprising a housing, a combustion chamber with a solid fuel charge of a starting mode and a combustion chamber with a solid propellant charge of a marching mode placed between the combustion chambers, a partition containing a central hole along the axis and at least a single-opening hole, a nozzle block containing supersonic start mode nozzles and at least one march mode supersonic nozzle connected Passed through the pipeline and the central opening of the baffle to the marching combustion chamber, a metal plug is enclosed in each firing hole of the baffle between the combustion chambers, which contains the initiating composition on the side of the marching combustion chamber.

Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива отличается также и тем, что заглушка выполнена в виде штыря. The dual-mode solid fuel rocket engine is also characterized in that the plug is made in the form of a pin.

Наличие металлической заглушки, содержащей со стороны камеры сгорания маршевого режима инициирующий состав, обеспечивает воспламенение топливного заряда в камере сгорания маршевого режима за счет передачи теплового импульса инициирующему составу через металлический корпус заглушки. При этом исключается доступ газов из камеры сгорания маршевого режима в камеру сгорания стартового режима, что повышает надежность и эффективность работы ракетного двигателя. При этом металлическая заглушка выполняет не только роль воспламенителя, но и роль замедлителя, поскольку нагрев противоположной его стороны с инициирующим составом до температуры воспламенения происходит не мгновенно, как в электрическом запале, а через определенный промежуток времени, после сгорания топливного заряда первого режима. В результате, в отличие от использования электрозапалов для воспламенения топливного заряда второй ступени с задержкой времени не требуется специальный таймер-выключатель. The presence of a metal plug containing on the marching mode combustion chamber side an initiating composition provides ignition of the fuel charge in the marching mode combustion chamber by transmitting a heat pulse to the initiating composition through the metal housing of the plug. This eliminates the access of gases from the combustion chamber of the march mode to the combustion chamber of the starting mode, which increases the reliability and efficiency of the rocket engine. In this case, the metal plug performs not only the role of an igniter, but also the role of a moderator, since heating of its opposite side with the initiating composition to the ignition temperature does not occur instantaneously, as in an electric fuse, but after a certain period of time, after the fuel charge of the first mode is burned. As a result, in contrast to the use of electric valves for igniting the fuel charge of the second stage with a time delay, a special timer-switch is not required.

На фиг.1 представлен общий вид ракетного двигателя; на фиг. 2 - 5 - возможные варианты конструкции металлических заглушек и их размещение в корпусе ракетного двигателя. Figure 1 presents a General view of a rocket engine; in FIG. 2 - 5 - possible design options for metal plugs and their placement in the rocket engine housing.

Двигатель содержит корпус 1, размещенные в корпусе 1 камеру сгорания 2 с твердотопливным зарядом 3 канального горения, обеспечивающим стартовый режим, и камеру сгорания 4 с твердотопливным зарядом торцевого горения 5, обеспечивающим маршевый режим. Твердотопливный заряд 3 канального горения содержит размещенные концентрично продольной оси каналы 6 для увеличения поверхности горения. Между зарядами 3 и 5 в корпусе 1 размещена перегородка 7, содержащая по оси центральное отверстие 8 для выхода продуктов сгорания топливного заряда 5 и по меньшей мере одно либо несколько запальных отверстий 9, в каждое из которых установлена металлическая заглушка 10. Между перегородкой 7 и зарядом 3 размещен замедлитель 11. Перегородка 7 жестко прикреплена к корпусу 1. The engine comprises a housing 1, a combustion chamber 2 with a solid propellant charge 3 of a channel combustion, providing a starting mode, and a combustion chamber 4 with a solid propellant end combustion charge 5, providing a marching mode, located in a housing 1. The solid propellant charge 3 of the channel combustion contains channels 6 arranged concentrically to the longitudinal axis to increase the combustion surface. Between charges 3 and 5 in the housing 1 there is a partition 7, containing along the axis a central hole 8 for the output of the products of combustion of the fuel charge 5 and at least one or more ignition holes 9, each of which has a metal plug 10. Between the partition 7 and the charge 3, a moderator 11 is placed. The partition 7 is rigidly attached to the housing 1.

Двигатель содержит сопловой блок 12 с концентрично размещенными в нем сверхзвуковыми соплами стартового режима 13 и по меньшей мере одно сопло маршевого режима 14, которое в данном случае размещено по оси соплового блока 12. Внутри двигателя размещен соединительный трубопровод 15, подключенный с одной стороны через центральное отверстие 8 перегородки 7 к камере сгорания 4, а другим нижним концом подключен к сверхзвуковому соплу маршевого режима 14. При этом внутренний диаметр отверстия соединительного трубопровода 15 несколько превышает максимальный диаметр конфузора сопла 14. Ракетный двигатель содержит в нижней части стабилизаторы 16. В камеру сгорания 2 через одно из сверхзвуковых сопел стартового режима 13 с помощью уплотнителя 17 введен электровоспламенитель 18, снабженный токопроводящим шнуром 19 и вилкой 20. Остальные отверстия на сопловом блоке закрыты (заклеены) защитной влагонепроницаемой изоляционной пленкой 21. The engine comprises a nozzle block 12 with supersonic start mode 13 concentrically placed in it and at least one marching mode nozzle 14, which in this case is placed along the axis of the nozzle block 12. A connecting pipe 15 is placed inside the engine and connected via a central hole on one side 8 of the partition 7 to the combustion chamber 4, and the other lower end is connected to the supersonic nozzle of the marching mode 14. In this case, the inner diameter of the hole of the connecting pipe 15 slightly exceeds the max the diameter of the nozzle confuser 14. The rocket engine contains stabilizers 16 in the lower part. An electric igniter 18, equipped with a conductive cord 19 and a plug 20., is inserted into the combustion chamber 2 through one of the supersonic nozzles of the start mode 13, with the remaining openings on the nozzle block closed ( sealed) with a moisture-proof protective film 21.

Металлическая заглушка 10 может иметь различную конструкцию. Она может быть выполнена, например, в виде полой втулки 22 с инициирующим составом 23 в полости (фиг.2) или в виде штыря 24 (фиг.3) либо металлической перегородки пластины 25 (фиг. 4), контактирующих со стороны камеры сгорания маршевого режима 4 с инициирующим составом 23. The metal plug 10 may have a different design. It can be made, for example, in the form of a hollow sleeve 22 with the initiating composition 23 in the cavity (Fig. 2) or in the form of a pin 24 (Fig. 3) or a metal partition of the plate 25 (Fig. 4) contacting from the side of the combustion chamber mode 4 with the initiating composition 23.

В нашем случае металлическая заглушка выполнена в виде штыря 24 (фиг.3) с инициирующим составом 23 на конце, размещенном в камере сгорания маршевого режима 1 (фиг. 3). Заглушка в данном случае прикреплена к перегородке 7 с помощью резьбового соединения. В качестве металлической заглушки может быть использован также штатный электрический запал, например электрозапал ЭКВ-02, который может быть установлен посредством резьбового соединения в отверстие перегородки со стороны камеры сгорания стартового режима, т.е. так как показано на фиг.5. В этом случае он сработает при нагреве инициирующего состав 23 через металлический корпус. In our case, the metal plug is made in the form of a pin 24 (Fig. 3) with an initiating composition 23 at the end located in the combustion chamber of the march mode 1 (Fig. 3). The plug in this case is attached to the partition 7 using a threaded connection. As a metal plug, a standard electric fuse can also be used, for example, the ECV-02 electric fuse, which can be installed through a threaded connection in the baffle hole from the side of the start-up combustion chamber, i.e. as shown in FIG. In this case, it will work when the initiating composition 23 is heated through a metal case.

Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива работает следующим образом. A dual-mode solid fuel rocket engine operates as follows.

При запуске двигателя с помощью электровоспламенителя 18 воспламеняется твердотопливный заряд стартового режима 3. После полного сгорания заряда воспламеняется замедлитель 11. При срабатывании замедлителя 11 происходит нагрев корпуса металлической заглушки, в данном случае штыря 24, от чего воспламеняется инициирующий состав 23 и форс огня, действуя направленно вверх, воспламеняет твердотопливный заряд 5 маршевого режима. When the engine is started using an electric igniter 18, the solid fuel charge of the starting mode 3 is ignited. After the charge is completely burned, the moderator 11 is ignited. When the moderator 11 is activated, the body of the metal plug is heated, in this case, pin 24, from which the initiating composition 23 and the fire force ignite, acting directionally up, ignites the solid propellant charge of the 5th march mode.

Конструкция ракетного двигателя с металлической заглушкой в перегородке обеспечивает воспламенение топливного заряда в камере сгорания маршевого режима за счет теплового импульса, передаваемого через металлический корпус заглушки к инициирующему составу. The design of the rocket engine with a metal plug in the baffle provides ignition of the fuel charge in the combustion chamber of the march mode due to the heat pulse transmitted through the metal housing of the plug to the initiating composition.

Применение металлической заглушки для передачи огневого импульса исключает возможность прорыва газов из камеры сгорания маршевого режима в камеру сгорания стартового режима, что обеспечивает необходимую надежность и эффективность работы ракетного двигателя. The use of a metal plug for transmitting a fire pulse excludes the possibility of a breakthrough of gases from the combustion chamber of the march mode into the combustion chamber of the launch mode, which provides the necessary reliability and efficiency of the rocket engine.

Claims

1. A dual-mode rocket engine of solid fuel, comprising a housing, a combustion chamber with a solid fuel charge of the starting mode and a combustion chamber with a solid propellant charge of a sustainer mode, a partition between the combustion chambers, a central opening and at least one pilot hole, a nozzle located in the housing a unit containing supersonic nozzles of the starting mode and at least one supersonic nozzle of the marching mode connected through a pipeline and a central opening of the partition to a march mode combustion chamber, characterized in that a metal plug is enclosed in each firing hole of the partition between the combustion chambers, containing an initiating composition on the side of the march mode combustion chamber.

2. A dual-mode rocket engine of solid fuel according to claim 1, characterized in that the plug is made in the form of a pin.