RU2195569C1 - Solid propellant rocket engine - Google Patents

Solid propellant rocket engine Download PDF

Info

Publication number
RU2195569C1
RU2195569C1 RU2001110523A RU2001110523A RU2195569C1 RU 2195569 C1 RU2195569 C1 RU 2195569C1 RU 2001110523 A RU2001110523 A RU 2001110523A RU 2001110523 A RU2001110523 A RU 2001110523A RU 2195569 C1 RU2195569 C1 RU 2195569C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
charge
combustion chamber
groove
engine
bundle
Prior art date
Application number
RU2001110523A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
В.Н. Аликин
Г.Э. Кузьмицкий
Л.Б. Макаров
В.В. Семенов
Н.Н. Федченко
Original Assignee
Федеральное государственное унитарное предприятие "Пермский завод им. С.М. Кирова"
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 Федеральное государственное унитарное предприятие "Пермский завод им. С.М. Кирова" filed Critical Федеральное государственное унитарное предприятие "Пермский завод им. С.М. Кирова"
Priority to RU2001110523A priority Critical patent/RU2195569C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2195569C1 publication Critical patent/RU2195569C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Portable Nailing Machines And Staplers (AREA)

Abstract

FIELD: rocketry. SUBSTANCE: solid propellant rocket engine has combustion chamber in wall of which groove is made at side of front end face into which seal is fitted, and charge restricted over outer surface is installed with ring clearance in combustion chamber. Thermal protective coating of combustion chamber wall is provided additionally with groove from side of nozzle end face. Ring made of flexibly deformable material, for instance, rubber, is fitted into groove. Cord made of flexibly deformable material is glued lengthwise the charge over helical line at angle relative to charge axis over thermoplastic inhibiting layer. Invention makes it possible to create charge of simple design providing higher operation reliability in wide temperature range at axial and radial loads. EFFECT: improved operation reliability. 2 dwg

Description

Предлагаемое изобретение относится к области ракетной техники, а именно к конструкции двигателя с зарядом твердого ракетного топлива, выполненного в виде вкладной пороховой шашки, бронированной по наружной поверхности, и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении ракетных двигателей. The present invention relates to the field of rocket technology, namely, to the design of an engine with a charge of solid rocket fuel, made in the form of a loose powder checkers, armored on the outer surface, and can be used in the design, development and manufacture of rocket engines.

Конструкции двигателей с вкладными зарядами твердых ракетных топлив широко используются в ракетной технике, а эксплуатация их в широком температурном диапазоне -60oС-+60oС накладывает жесткие требования к физико-механическим свойствам топлива и способу крепления шашки в корпусе двигателя.Engine designs with embedded charges of solid rocket fuels are widely used in rocket technology, and their operation in a wide temperature range of -60 o С- + 60 o С imposes strict requirements on the physicomechanical properties of the fuel and the method of mounting the checkers in the engine block.

Известна, например, схема РДТТ со свободно вложенным бронированным зарядом по книге Я.М. Шапиро, Г.Ю. Мазинга, Н.Е. Прудникова. Основы проектирования ракет на твердом топливе. - М.: Военное издательство М.О., 1968 г., стр. 38, рис 1.35, в котором топливная шашка в осевом направлении фиксируется держателями (диафрагмами) из жесткого материала (пластика, жаростойких марок стали и т.п.) со стороны переднего днища и в предсопловом объеме, а в радиальном направлении центруется вкладышами так же из жесткого материала, уложенными между зарядом и внутренней поверхностью корпуса. Known, for example, the scheme of solid propellant rocket engines with a freely enclosed armor charge according to the book by Ya.M. Shapiro, G.Yu. Masinga, N.E. Prudnikova. Solid fuel rocket design basics. - M .: Military publishing house M.O., 1968, p. 38, Fig. 1.35, in which the fuel block in the axial direction is fixed with holders (diaphragms) of hard material (plastic, heat-resistant steel grades, etc.) with the sides of the front bottom and in the pre-nozzle volume, and in the radial direction, is also centered by inserts of hard material placed between the charge and the inner surface of the body.

Известен ракетный двигатель твердого топлива по заявке RU 97115034, МПК F 02 K 9/36 , от 27.07.99 , содержащий корпус, заряд твердого топлива, воспламенительное устройство, электровоспламенитель, головную и предсопловую диафрагмы, фиксатор и сопловой блок. The rocket engine of solid fuel is known according to the application RU 97115034, IPC F 02 K 9/36, dated July 27, 1999, comprising a housing, a charge of solid fuel, an ignitor, an electric igniter, a head and pre-nozzle diaphragm, a retainer and a nozzle block.

Недостатками конструкций указанных двигателей являются:
1. Ограничение температурного диапазона эксплуатации и боевого применения двигателя из-за применения в элементах крепления заряда жестких материалов, что может привести к появлению трещин в зарядах и к сколам топлива в местах его контакта с элементами крепления;
2. Наличие держателей (диафрагм) в предсопловом объеме приводит к турбулизации газового потока продуктов сгорания, увеличению перепада давления и, как следствие, к потерям удельного импульса тяги;
3. Свободное истечение продуктов сгорания от переднего торца заряда к сопловому днищу в кольцевом зазоре между зарядом и внутренней поверхностью теплоизоляции приводит к уносу частиц бронепокрытия и теплозащитного покрытия (ТЗП) корпуса, что с целью исключения прогара корпуса двигателя приводит к необходимости увеличения толщины бронепокрытия и ТЗП, т.е. к уменьшению коэффициента заполнения камеры сгорания и к снижению энергетических характеристик двигателя.The disadvantages of the designs of these engines are:
1. Limitation of the temperature range of operation and combat use of the engine due to the use of hard materials in the fastening elements, which can lead to the appearance of cracks in the charges and to chips of fuel in places of its contact with the fastening elements;
2. The presence of holders (diaphragms) in the pre-nozzle volume leads to turbulization of the gas stream of the combustion products, an increase in the pressure drop and, as a consequence, to the loss of specific impulse of thrust;
3. The free flow of combustion products from the front end of the charge to the nozzle bottom in the annular gap between the charge and the inner surface of the insulation leads to the entrainment of the particles of the armored coating and thermal protection coating (TZP) of the hull, which, in order to prevent burnout of the engine housing, leads to the need to increase the thickness of the armor coating and TZP , i.e. to reduce the fill factor of the combustion chamber and to reduce the energy characteristics of the engine.

Известен также ракетный двигатель твердого топлива по патенту RU 2138670 , МПК F 02 K 9/08 "Ракетный двигатель твердого топлива" (см. фиг.1), в котором бронированный по наружной поверхности заряд (поз.7) вложен в камеру сгорания с кольцевым зазором (поз.8), а установленное со стороны переднего торца уплотнение (кольцо) (поз.2), вложенное в канавку (поз. 1), образует "застойную зону", газодинамически сообщающуюся с камерой сгорания. С целью исключения прогаров и уноса бронепокрытия и ТЗП площадь поперечного сечения кольцевого зазора на входе в "застойную зону" (Fвx) определяется из соотношения Fвх>Fкр, где Fкp - площадь критического сечения двигателя. Данная конструкция двигателя по технической сущности наиболее близка к предлагаемому изобретению.Also known is a rocket engine of solid fuel according to patent RU 2138670, IPC F 02 K 9/08 "Rocket engine of solid fuel" (see figure 1), in which a charge armored on the outer surface (pos. 7) is inserted into the annular combustion chamber the gap (pos. 8), and the seal installed on the front end side (ring) (pos. 2), inserted into the groove (pos. 1), forms a “stagnant zone”, which is in gas communication with the combustion chamber. In order to exclude burnout and entrainment of armored coatings and TZP, the cross-sectional area of the annular gap at the entrance to the "stagnant zone" (F in ) is determined from the ratio F I > F cr , where F cr is the area of the critical section of the engine. This engine design in technical essence is closest to the proposed invention.

Недостатком данной конструкции двигателя является консольное крепление заряда в камере сгорания за счет кольцевого уплотнения (кольца) со стороны переднего торца, что может привести к перемещению заряда в камере сгорания и его разрушению при воздействии осевых и радиальных перегрузок. The disadvantage of this engine design is the cantilever attachment of the charge in the combustion chamber due to the annular seal (ring) on the front end side, which can lead to the movement of the charge in the combustion chamber and its destruction under the influence of axial and radial overloads.

Задачей изобретения является создание конструкции двигателя, в котором наряду с простотой конструктивного оформления (отсутствие держателей и диафрагм) обеспечивается повышенная эксплуатационная надежность заряда в широком температурном диапазоне -60oС-+60oС при действии осевых и радиальных нагрузок.The objective of the invention is the creation of an engine design in which, along with the simplicity of the design (lack of holders and diaphragms), increased operational reliability of the charge is ensured in a wide temperature range of -60 o С + 60 o С under the action of axial and radial loads.

Задача решается за счет того, что в известном ракетном двигателе, содержащем камеру сгорания, в стенке которой со стороны переднего торца имеется канавка с вложенным в нее уплотнением, и бронированный по наружной поверхности заряд, установленный с кольцевым зазором в камеру сгорания, теплозащитное покрытие стенки камеры сгорания дополнительно со стороны соплового торца имеет канавку с вложенным в нее кольцом из упругодеформируемого материала (например, резины), а вдоль всей длины заряда по винтовой линии под углом 45o к оси заряда поверх термопластичной бронировки заряд имеет наклеенный жгут из упругодеформируемого материала, причем диаметр поперечного сечения упругодеформируемых колец составляет 0,06-0,08 наружного диаметра заряда [dк=(0,06-0,08)•в], диаметр жгута составляет (0,66-0,75) диаметра поперечного сечения кольца [dж=(0,66-0,75)dк], а модуль упругости (Ер) материала колец и жгута сопоставим с модулем упругости (Ет) топлива (Ер≈Ет).The problem is solved due to the fact that in the known rocket engine containing a combustion chamber, in the wall of which from the front end there is a groove with a seal inserted into it, and a charge armored on the outer surface, installed with an annular gap in the combustion chamber, a heat-proof coating of the chamber wall further combustion from the nozzle end has a groove with an embedded therein a ring of elastically deformable material (e.g., rubber), and along the entire length of the charge on the helix angle of 45 o to the axis over the charge ermoplastichnoy bookings charge has adhered harness of an elastically deformable material, the elastically deformable cross-sectional diameter of the outer ring is 0.06-0.08 charge diameter [d a = (0,06-0,08) • a] bundle diameter is (0, 66-0.75) of the diameter of the cross section of the ring [d W = (0.66-0.75) d to ], and the modulus of elasticity (E p ) of the material of the rings and the bundle is comparable to the modulus of elasticity (E t ) of the fuel (E p ≈Е т ).

На фиг. 2 изображен заявляемый РДТТ, состоящий из камеры сгорания 6. Стенки камеры сгорания имеют теплозащитное покрытие (ТЗП) 5. В теплозащитном покрытии со стороны переднего и соплового торцов имеются канавки 1 и 1' с вложенными в них упругодеформируемыми кольцами 2 и 2', что образует "застойную зону" между наружной поверхностью заряда и внутренней поверхностью ТЗП. Ракетный двигатель также содержит вкладной заряд твердого топлива 7 с термопластичным покрытием 4, который установлен с кольцевым зазором 8 в камеру сгорания 6. Вдоль всей длины заряда 7 по винтовой линии под углом 45o к оси заряда поверх термопластичной бронировки 4 заряд имеет жгут 3 из упругодеформируемого материала.In FIG. 2 shows the inventive solid-propellant solid propellant rocket engine consisting of a combustion chamber 6. The walls of the combustion chamber have a heat-shielding coating (TZP) 5. In the heat-shielding coating on the front and nozzle ends there are grooves 1 and 1 'with elastically deformable rings 2 and 2' embedded in them, which forms "stagnant zone" between the outer surface of the charge and the inner surface of the TZP. The rocket engine also contains a plug-in charge of solid fuel 7 with a thermoplastic coating 4, which is installed with an annular gap 8 in the combustion chamber 6. Along the entire length of the charge 7 along a helical line at an angle of 45 o to the axis of the charge over the thermoplastic reservation 4, the charge has a bundle 3 of elastically deformable material.

Функционирование предложенного двигателя происходит следующим образом:
- при воздействии на заряд тепловых нагрузок на нижнем пределе эксплуатации -60oС в заряде возникают сжимающие напряжения и деформации, однако за счет правильно выбранного диаметра сечения упругодеформируемых колец и жгута dк= (0,06-0,08)•в; dж=(0,66-0,75)dк, плотной посадки их на заряде и в канавках внутренней поверхности ТЗП корпуса не происходит осевого и радиального перемещения заряда в камере сгорания двигателя;
- при воздействии на заряд тепловых нагрузок на верхнем пределе эксплуатации 60oС в заряде возникают растягивающие напряжения и деформации, а эксплуатационная надежность двигателя обеспечивается минимально допустимой величиной стандартного модуля упругости топлива и материалов упругодеформируемых колец и жгута. Кроме того, наличие жгута вдоль всей длины заряда по винтовой линии под углом 45o к оси заряда исключает его деформацию при действии тепловых и эксплуатационных перегрузок. Применение материала колец и жгута с модулем упругости (Ер), равным модулю упругости (Ет) топлива, позволит обеспечить равномерную деформацию топлива и материала колец и жгута и повысить надежность двигателя;
- образование "застойной зоны" в кольцевом зазоре между наружной поверхностью заряда и внутренней поверхностью ТЗП камеры сгорания, в свою очередь, позволит снизить толщину ТЗП камеры сгорания двигателя и бронировки заряда за счет отсутствия эррозионного уноса частиц ТЗП и бронировки и тем самым позволит улучшить энергетические характеристики двигателя;
- отсутствие держателей и диафрагм упрощает конструкцию двигателя, снижает возможность возникновения турбулентного газового потока в предсопловом объеме, что так же повышает энергетические характеристики двигателя.The functioning of the proposed engine is as follows:
- when the charge is exposed to thermal loads at the lower operating limit of -60 o C, compressive stresses and strains occur in the charge, however, due to the correctly selected cross-sectional diameter of the elastically deformable rings and the bundle d к = (0,06-0,08) • в; d W = (0.66-0.75) d k , their tight fit on the charge and in the grooves of the inner surface of the housing protection assembly does not cause axial and radial movement of the charge in the combustion chamber of the engine;
- when the load is exposed to thermal loads at the upper operating limit of 60 o C, tensile stresses and strains occur in the charge, and the engine's operational reliability is ensured by the minimum allowable standard modulus of elasticity of the fuel and materials of elastically deformable rings and a bundle. In addition, the presence of a bundle along the entire length of the charge along a helix at an angle of 45 o to the axis of the charge eliminates its deformation under the action of thermal and operational overloads. The use of the material of the rings and the bundle with an elastic modulus (E p ) equal to the elastic modulus (E t ) of the fuel will ensure uniform deformation of the fuel and the material of the rings and the bundle and increase the reliability of the engine;
- the formation of a "stagnant zone" in the annular gap between the outer surface of the charge and the inner surface of the TZP of the combustion chamber, in turn, will reduce the thickness of the TZP of the combustion chamber of the engine and the reservation of the charge due to the absence of erosion entrainment of the particles of the TZP and armor and thereby improve the energy characteristics engine;
- the absence of holders and diaphragms simplifies the design of the engine, reduces the possibility of turbulent gas flow in the pre-nozzle volume, which also increases the energy characteristics of the engine.

Таким образом, использование в конструкции ракетного двигателя твердого топлива упругодеформируемых колец на обоих торцах с диаметром поперечного сечения 0,06-0,08 наружного диаметра заряда [dк=(0,06-0,08)•в] и жгута вдоль всей длины заряда по винтовой линии под углом 45o к оси заряда с диаметром (0,66-0,75) диаметра поперечного сечения кольца [dж=(0,66-0,75)dк] с модулем упругости (Ер) материала колец и жгута, сопоставимым с модулем упругости (Ет) топлива (Ер≈Ет), позволит:
1. повысить эксплуатационную надежность двигателя при действии как осевых, так и радиальных тепловых нагрузок при эксплуатации его в широком температурном диапазоне -60oС-+60oС;
2. упростить конструктивное оформление двигателя за счет отсутствия держателей и диафрагм;
3. повысить энергетические характеристики двигателя путем увеличения массы топлива заряда за счет уменьшения толщины бронепокрытия и ТЗП в месте образования "застойной зоны" между внутренней поверхностью камеры сгорания двигателя и наружной поверхностью заряда;
4. повысить удельный импульс тяги двигателя за счет сокращения турбулентности газового потока вдоль соплового тракта и уменьшения перепада давления внутри двигателя из-за отсутствия в предсопловом объеме элементов крепления заряда (держателей, диаграмм).Thus, the use in the design of a rocket engine of solid fuel of elastically deformable rings at both ends with a cross-sectional diameter of 0.06-0.08 of the outer diameter of the charge [d to = (0.06-0.08) • in] and a bundle along the entire length charge along a helix at an angle of 45 o to the axis of the charge with a diameter (0.66-0.75) of the diameter of the cross section of the ring [d W = (0.66-0.75) d to ] with the modulus of elasticity (E p ) of the material rings and tow, comparable with the modulus of elasticity (E t ) of the fuel (E p ≈ E t ), will allow:
1. to increase the operational reliability of the engine under the action of both axial and radial thermal loads when operating it in a wide temperature range of -60 o С- + 60 o С;
2. to simplify the design of the engine due to the lack of holders and diaphragms;
3. to increase the energy characteristics of the engine by increasing the mass of the charge fuel by reducing the thickness of the armor plating and the thermal protection layer at the formation of the "stagnant zone" between the inner surface of the combustion chamber of the engine and the outer surface of the charge;
4. increase the specific impulse of engine thrust by reducing the turbulence of the gas flow along the nozzle path and reducing the pressure drop inside the engine due to the absence of charge attachment elements (holders, diagrams) in the pre-nozzle volume.

Возможность достижения нужного положительного эффекта подтверждена экспериментально при большом опыте отработки и изготовления вкладных зарядов твердого топлива. The possibility of achieving the desired positive effect is confirmed experimentally with extensive experience in the development and manufacture of plug-in solid fuel charges.

Claims (1)

Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий камеру сгорания, в стенке которой со стороны переднего торца имеется канавка с вложенным в нее уплотнением, и бронированный по наружной поверхности заряд, установленный с кольцевым зазором в камеру сгорания, отличающийся тем, что теплозащитное покрытие стенки камеры сгорания дополнительно со стороны соплового торца имеет канавку с вложенным в нее кольцом из упругодеформируемого материала (например, резины), а вдоль всей длины заряда по винтовой линии под углом 45o к оси заряда поверх термопластичной бронировки заряд имеет наклеенный жгут из упругодеформируемого материала, причем диаметр поперечного сечения упругодеформируемых колец составляет 0,06-0,08 наружного диаметра заряда [dк= (0,06-0,08)•в] , диаметр жгута составляет (0,66-0,75) диаметра поперечного сечения кольца [dж= (0,66-0,75)dк] , а модуль упругости (Ер) материала колец и жгута сопоставим с модулем упругости (Ет) топлива (Ер≈Ет).A solid fuel rocket engine containing a combustion chamber, in the wall of which from the front end there is a groove with a seal inserted in it, and a charge armored on the outer surface, installed with an annular gap in the combustion chamber, characterized in that the heat-protective coating of the wall of the combustion chamber is additionally side of the nozzle end has a groove with a ring embedded in it from an elastically deformable material (for example, rubber), and along the entire length of the charge along a helical line at an angle of 45 o to the axis of the charge over thermopiles In the case of an elastic reservation, the charge has a glued-on bundle of elastically deformable material, and the cross-sectional diameter of the elastically deformable rings is 0.06-0.08 of the outer diameter of the charge [d k = (0.06-0.08) • c], the diameter of the bundle is (0, 66-0.75) of the diameter of the cross section of the ring [d W = (0.66-0.75) d to ], and the modulus of elasticity (E p ) of the material of the rings and the bundle is comparable to the modulus of elasticity (E t ) of the fuel (E p ≈Е т ).
RU2001110523A 2001-04-17 2001-04-17 Solid propellant rocket engine RU2195569C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2001110523A RU2195569C1 (en) 2001-04-17 2001-04-17 Solid propellant rocket engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2001110523A RU2195569C1 (en) 2001-04-17 2001-04-17 Solid propellant rocket engine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2195569C1 true RU2195569C1 (en) 2002-12-27

Family

ID=20248626

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2001110523A RU2195569C1 (en) 2001-04-17 2001-04-17 Solid propellant rocket engine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2195569C1 (en)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2727222C1 (en) * 2020-01-27 2020-07-21 Акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (АО "Корпорация "МИТ") Start-up solid-propellant accelerator of carrier rocket
CN116291954A (en) * 2023-05-23 2023-06-23 陕西普利美材料科技有限公司 Reusable high-efficiency energy conversion solid rocket thrust device
CN117145654A (en) * 2023-10-27 2023-12-01 西安现代控制技术研究所 Low-cost bullet tail heat-proof sealing structure capable of adapting to deformation of spray pipe

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
ВИНИЦКИЙ А.М. и др., Конструкция и отработка РДТТ. - М.: Машиностроение, 1980, с. 21, рис. 2.9. *

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2727222C1 (en) * 2020-01-27 2020-07-21 Акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (АО "Корпорация "МИТ") Start-up solid-propellant accelerator of carrier rocket
CN116291954A (en) * 2023-05-23 2023-06-23 陕西普利美材料科技有限公司 Reusable high-efficiency energy conversion solid rocket thrust device
CN117145654A (en) * 2023-10-27 2023-12-01 西安现代控制技术研究所 Low-cost bullet tail heat-proof sealing structure capable of adapting to deformation of spray pipe
CN117145654B (en) * 2023-10-27 2024-03-15 西安现代控制技术研究所 Low-cost bullet tail heat-proof sealing structure capable of adapting to deformation of spray pipe

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US6442931B1 (en) Combustion chamber casing of a liquid-fuel rocket engine
RU2195569C1 (en) Solid propellant rocket engine
US4150540A (en) Rocket nozzle system
RU2312999C1 (en) Solid-propellant rocket engine
RU2326260C2 (en) Charge molded within solid-fuel rocket engine case
RU2403428C1 (en) Solid propellant rocket engine
RU2412369C1 (en) Solid propellant rocket engine (versions)
RU2383764C1 (en) Solid propellant rocket engine
RU2303153C2 (en) Solid-propellant charge for rocket engine
RU170276U1 (en) Rocket engine nozzle
RU2428579C1 (en) Solid-propellant rocket engine with turning control nozzle (versions)
RU2339829C1 (en) Solid-propellant rocket engine
EP3874138B1 (en) Injector with injector elements in circumferential rows with counter-clockwise and clockwise swirl
RU2435061C1 (en) Solid-propellant rocket engine
RU2728311C1 (en) Solid fuel rocket engine
RU2122134C1 (en) Solid-propellant rocket engine
RU2138670C1 (en) Solid-propellant rocket engine
RU2245450C1 (en) Solid-propellant rocket engine
RU94039449A (en) Solid-propellant rocket engine
RU97121660A (en) SOLID FUEL ROCKET ENGINE
RU2497007C1 (en) Solid-propellant rocket
RU2211352C1 (en) Solid-propellant charge for rocket engine of guided missile
RU2239081C2 (en) Solid-propellant rocket engine
RU2220312C1 (en) Solid-propellant rocket charge
RU2777865C1 (en) Device for connecting separable elements of an aircraft

Legal Events

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

Effective date: 20080418