RU2191279C1 - Сопловой блок ракетного двигателя твердого топлива - Google Patents

Сопловой блок ракетного двигателя твердого топлива Download PDF

Info

Publication number
RU2191279C1
RU2191279C1 RU2001111341/06A RU2001111341A RU2191279C1 RU 2191279 C1 RU2191279 C1 RU 2191279C1 RU 2001111341/06 A RU2001111341/06 A RU 2001111341/06A RU 2001111341 A RU2001111341 A RU 2001111341A RU 2191279 C1 RU2191279 C1 RU 2191279C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
nozzle
piston
cylinder
throttle
throat
Prior art date
Application number
RU2001111341/06A
Other languages
English (en)
Inventor
И.С. Лебеденко
Ю.И. Лебеденко
В.И. Лебеденко
Original Assignee
Тульский государственный университет
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Тульский государственный университет filed Critical Тульский государственный университет
Priority to RU2001111341/06A priority Critical patent/RU2191279C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2191279C1 publication Critical patent/RU2191279C1/ru

Links

Landscapes

  • Testing Of Engines (AREA)

Abstract

Сопловой блок ракетного двигателя твердого топлива включает в себя центральное тело и сверхзвуковое сопло. Сверхзвуковое сопло установлено в телескопической направляющей и соединено жестко с поршнем. Поршень расположен в цилиндре, закрепленном на корпусе, причем рабочие полости цилиндра, которые разделены поршнем, соединены с камерой горения двигателя каналами. Каналы выполнены в горловине подвижного сопла с дроссельными отверстиями, полости цилиндра соединены с закритической частью сопла через выпускные дроссельные отверстия, соединенные выхлопным каналом. Выхлопной канал проходит в горловине подвижного сопла в его закритическую часть. Полости цилиндра соединены друг с другом дроссельным каналом, выполненным в поршне. Блок снабжен подпружиненным сбросовым клапаном, а передняя рабочая полость соединена с закритической частью сопла через дроссель переменного критического сечения, величина которого зависит от осевого перемещения поршня. Изобретение позволяет уменьшить массогабаритные показатели соплового блока, исключив механическую пружину, которая крепит сверхзвуковое сопло. 1 з.п.ф-лы, 1 ил.

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 рассеяния попаданий ручных гранатометов.
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. с.19, рис.1.9,б. УДК 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 50oС до плюс 50oС, 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.
Прототипом настоящего изобретения является сопловой блок известного ракетного двигателя твердого топлива, содержащий центральное тело сверхзвукового сопла, закрепленное на тонкостенной обжимной трубке, надетой на направляющий стержень. Сверхзвуковое сопло подпружинено относительно корпуса, установлено в телескопической направляющей и соединено жестко с поршнем, расположенным в цилиндре. Цилиндр закреплен на корпусе. Рабочие полости цилиндра, разделенные поршнем, соединены с камерой горения двигателя каналами, выполненными в горловине сверхзвукового сопла, с дроссельными отверстиями и образуют газовый демпфер с дроссельным каналом, выполненным в поршне. Тонкостенная обжимная трубка связана с подвижным торцом топливной шашки посредством рычагов, перемещающих центральное тело пропорционально температуре твердого топлива. Полости демпфера соединены с закритической частью сверхзвукового сопла через выпускные дроссельные отверстия, соединенные каналом, проходящим в горловине сверхзвукового сопла в закритическую часть сопла [патент РФ 2151317, МПК 6 F 02 К 9/36, 9/57, 24.06.00].
Это устройство позволяет обеспечить устойчивую работу стабилизатора тяги с разомкнутым управлением по начальной температуре твердого топлива и замкнутым управлением по давлению в камере горения и ускорению ракеты.
Недостатком данной конструкции прототипа является наличие механических стальных пружин значительной жесткости, имеющих большую массу и габариты.
Задачей настоящего изобретения является уменьшение массогабаритных показателей соплового блока.
Поставленная задача решается тем, что сопловой блок ракетного двигателя твердого топлива, содержащий центральное тело и сверхзвуковое сопло, установленное в телескопической направляющей и соединенное жестко с поршнем, расположенным в цилиндре, закрепленном на корпусе, причем рабочие полости цилиндра, разделенные поршнем, соединены с камерой горения двигателя каналами, выполненными в горловине подвижного сопла с дроссельными отверстиями, полости цилиндра соединены с закритической частью сопла через выпускные дроссельные отверстия, соединенные с выхлопным каналом, проходящим в горловине подвижного сопла в его закритическую часть, и образуют газовый демпфер с дроссельным каналом, выполненным в поршне.
Демпфер снабжен подпружиненным сбросовым клапаном, соединяющим заднюю рабочую полость цилиндра с окружающей средой, а передняя рабочая полость соединена с закритической частью сопла через дроссель переменного критического сечения, величина которого зависит от осевого перемещения поршня.
Кроме того, дроссель переменного критического сечения выполнен в виде продольной щели на горловинной части сверхзвукового сопла, соединен с выхлопным каналом и частично перекрыт передней стенкой цилиндра.
На чертеже приведена принципиальная схема соплового блока с газовой пружиной с проточными полостями и выхлопным каналом в горловинной части сопла, выходящим в закритическую часть сопла и соединенным с передней полостью дроссельным отверстием, перекрываемым стенкой неподвижного цилиндра.
Сопловой блок, закрепленный на корпусе 1 ракетного двигателя твердого топлива, содержит центральное тело 2, соединенное с рычагом (не показан), перемещающимся пропорционально изменению температуры топливного заряда, и цилиндр 3 с размещенным в нем поршнем 4, жестко соединенным с горловинной частью сверхзвукового подвижного сопла 5. Рабочее пространство цилиндра 3 разделено поршнем 4 на две полости: заднюю полость постоянного давления 6 и переднюю пружинную полость 7, которая соединена с камерой горения дросселем 8. Полость постоянного давления 6 соединена с камерой горения двигателя каналом 9 через дроссель постоянного критического сечения 10, с окружающей средой через подпружиненный сбросовый клапан 11, а с передней пружинной полостью 7 дроссельным каналом постоянного критического сечения 12 в поршне 4. Передняя рабочая полость 7 соединяется с закритической частью сопла через выхлопной канал 13, выполненный в горловинной части подвижного сверхзвукового сопла 5. Дроссель переменного проходного критического сечения 14 выполнен в виде продольной щели на горловинной части подвижного сверхзвукового сопла 5 и соединен с выхлопным каналом 13, проходящим в закритическую часть сверхзвукового сопла.
Предлагаемое устройство работает следующим образом.
При изменениях температуры в процессе хранения и транспортировки в соответствии с патентом прототипа центральное тело 2, соединенное с рычагом (не показан), перемещающимся пропорционально изменению температуры твердого топлива, также перемещается пропорционально изменению температуры относительно корпуса 1, а при запуске двигателя фиксируется в этом положении. Под действием перепада давлений в камере горения и окружающей среде сверхзвуковое подвижное сопло 5 смещается до упора назад, уменьшая пик давления от воспламенителя. По мере наполнения полости постоянного давления 6 через канал 9 и дроссель 10 в ней устанавливается постоянное давление, определяемое настройкой сбросового клапана 11, происходит перемещение сверхзвукового подвижного сопла 5 с поршнем 4 вперед и наполнение передней пружинной полости 7 через дросселирующие каналы 8 и 12 в поршне 4 при утечке газа через дроссель переменного критического сечения 8. После окончания переходного процесса силы со стороны камеры горения на торец горловинной части подвижного сверхзвукового сопла и на поверхности поршня 4 со стороны полости постоянного давления 6 и со стороны пружинной полости 7, а также со стороны расширяющейся части подвижного сверхзвукового сопла 5 уравновешиваются. При этом в камере горения ракетного двигателя твердого топлива устанавливается давление, соответствующее начальной температуре твердого топлива. Смещение сопла относительно установившегося положения равновесия сил вызывает изменение проходного критического сечения выпускного дросселя 8, что приводит к изменению давления в пружинной полости 7 пропорционально координате смещения, а следовательно, и к изменению усилия, возвращающего сопло в исходное положение. Демпфирование движения сопла с поршнем в цилиндре 3 происходит за счет перетекания рабочего тела из полости 6 в полость 7 и наоборот через канал 12 в поршне 4, а также через впускные дроссели 8, 10 и выпускной дроссель 14. Вследствие того, что подвижное сверхзвуковое сопло подпружинено газовой пружиной относительно корпуса 1, под действием ускорения ракеты сопло смещается назад, увеличивая критическое сечение сопла. Таким образом осуществляется обратная связь по ускорению ракеты.
Вследствие того, что полости газового демпфера используются как газовая пружина, заменяющая механическую стальную пружину, масса и габариты соплового блока уменьшатся на 25...30%.

Claims (2)

1. Сопловой блок ракетного двигателя твердого топлива, включающий центральное тело, сверхзвуковое сопло, установленное в телескопической направляющей и соединенное жестко с поршнем, расположенным в цилиндре, закрепленном на корпусе, причем рабочие полости цилиндра, разделенные поршнем, соединены с камерой горения двигателя каналами, выполненными в горловине подвижного сопла с дроссельными отверстиями, полости цилиндра соединены с закритической частью сопла через выпускные дроссельные отверстия, соединенные выхлопным каналом, проходящим в горловине подвижного сопла в его закритическую часть, полости цилиндра соединены друг с другом дроссельным каналом, выполненным в поршне, отличающийся тем, что блок снабжен подпружиненным сбросовым клапаном, а передняя рабочая полость соединена с закритической частью сопла через дроссель переменного критического сечения, величина которого зависит от осевого перемещения поршня.
2. Сопловой блок по п. 1, отличающийся тем, что дроссель переменного критического сечения выполнен на горловинной части сверхзвукового сопла, соединен с выхлопным каналом и частично перекрыт передней стенкой цилиндра.
RU2001111341/06A 2001-04-24 2001-04-24 Сопловой блок ракетного двигателя твердого топлива RU2191279C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2001111341/06A RU2191279C1 (ru) 2001-04-24 2001-04-24 Сопловой блок ракетного двигателя твердого топлива

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2001111341/06A RU2191279C1 (ru) 2001-04-24 2001-04-24 Сопловой блок ракетного двигателя твердого топлива

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2191279C1 true RU2191279C1 (ru) 2002-10-20

Family

ID=20248939

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2001111341/06A RU2191279C1 (ru) 2001-04-24 2001-04-24 Сопловой блок ракетного двигателя твердого топлива

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2191279C1 (ru)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2527228C1 (ru) * 2013-02-19 2014-08-27 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Тульский государственный университет" (ТулГУ) Сопловой блок ракетного двигателя твердого топлива
CN112797211A (zh) * 2021-01-20 2021-05-14 贵州航天朝阳科技有限责任公司 一种排料方法、排料控制阀及其应用

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
ВИНИЦКИЙ А.М. и др. Конструкция и отработка РДТТ. - М.: Машиностроение, 1987, с.60, рис.4.19. *

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2527228C1 (ru) * 2013-02-19 2014-08-27 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Тульский государственный университет" (ТулГУ) Сопловой блок ракетного двигателя твердого топлива
CN112797211A (zh) * 2021-01-20 2021-05-14 贵州航天朝阳科技有限责任公司 一种排料方法、排料控制阀及其应用

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US3234731A (en) Variable thrust device and injector
US3031842A (en) Thrust control for solid rocket
AU2018207324B2 (en) Improvements for a gas-powered fixing tool
JPS60251396A (ja) 再生噴射液体推進剤銃構造
US4281582A (en) Control piston for liquid propellant gun injector
JPS6119920B2 (ru)
JPH0364702B2 (ru)
US4745841A (en) Liquid propellant gun
US4143632A (en) Fuel injection timing control device
EP0140332B1 (en) In-line annular piston fixed bolt regenerative liquid propellant gun
RU2191279C1 (ru) Сопловой блок ракетного двигателя твердого топлива
EP0250978B1 (en) Liquid propellant gun
US4726184A (en) Rocket engine assembly
RU2191280C1 (ru) Сопловой блок ракетного двигателя твердого топлива
KR101615291B1 (ko) 액체로켓 가변추력 조절용 핀틀 인젝터
US4722185A (en) Double piston rocket engine assembly
US7946107B2 (en) Mixture ratio stabilizer for liquid propellant rocket engine
RU2527228C1 (ru) Сопловой блок ракетного двигателя твердого топлива
JPH02203200A (ja) 液体推進砲
RU2237190C1 (ru) Сопловой блок ракетного двигателя твердого топлива
RU2631958C1 (ru) Реактивный двигатель, способ стрельбы реактивным боеприпасом и реактивный боеприпас
RU2151317C1 (ru) Ракетный двигатель твердого топлива
US7370637B2 (en) Arrangement in fuel injection apparatus
RU2148726C1 (ru) Ракетный двигатель твердого топлива
Pelosi-Pinhas et al. Solid-fuel ramjet regulation by means of an air-division valve

Legal Events

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

Effective date: 20030425