RU2220311C1 - Solid propellant rocket charge - Google Patents
Solid propellant rocket charge Download PDFInfo
- Publication number
- RU2220311C1 RU2220311C1 RU2003109465A RU2003109465A RU2220311C1 RU 2220311 C1 RU2220311 C1 RU 2220311C1 RU 2003109465 A RU2003109465 A RU 2003109465A RU 2003109465 A RU2003109465 A RU 2003109465A RU 2220311 C1 RU2220311 C1 RU 2220311C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- charge
- section
- channel
- length
- burning
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Solid Fuels And Fuel-Associated Substances (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к военной технике и предназначено для использования в ракетных двигателях твердого топлива (РДТТ) ракет реактивных систем залпового огня.The invention relates to military equipment and is intended for use in solid propellant rocket engines (solid propellant rocket engines) of multiple launch rocket systems.
Одной из основных задач, решаемых при создании зарядов ракетного топлива, является повышение объемного заполнения при обеспечении надежного функционирования РДТТ. Решение данной задачи особенно актуально для современных зарядов большого относительного удлинения из высокоэнергетических высокоэластичных топлив. Проведенные теоретико-экспериментальные работы и опыт отработки зарядов показывают, что при работе РДТТ радиальные деформации канала заряда из высокоэластичных топлив, особенно в области донной и сопловой частей зарядов достигают существенных значений, что приводит к частичному перекрытию канала, аномальному подъему давления и демонтажу РДТТ.One of the main tasks to be solved when creating rocket fuel charges is to increase the volumetric filling while ensuring the reliable functioning of the solid propellant rocket engine. The solution to this problem is especially relevant for modern charges of high elongation from high-energy highly elastic fuels. The carried out theoretical and experimental work and the experience of working out the charges show that during the operation of solid propellant rocket engines, the radial deformation of the charge channel from highly elastic fuels, especially in the region of the bottom and nozzle parts of the charges, reaches significant values, which leads to a partial blocking of the channel, an abnormal pressure rise and dismantling of the solid propellant rocket motor.
Известна конструкция заряда ракетного твердого топлива, содержащая корпус, торцевые манжеты, защитно-крепящий слой, звездообразный канал в донной части заряда, переходный и цилиндрический участки (см. патент РФ №2150599 от 14.10.99 авторов Макаровца Н.А. и др.).A known rocket solid fuel charge structure comprising a housing, end cuffs, a protective-fixing layer, a star-shaped channel in the bottom of the charge, transitional and cylindrical sections (see RF patent No. 2150599 from 10.14.99 authors Makarovets N.A. et al.) .
Такое техническое решение позволяет обеспечить получение требуемых характеристик заряда, однако может быть применено только для зарядов со сравнительно невысокой плотностью заполнения, не отвечающей современным требованиям, поскольку не обеспечивает надежности работы заряда при применении высокоэластичных топлив ввиду неучета существенных радиальных деформаций канала при работе заряда.Such a technical solution makes it possible to obtain the required charge characteristics, however, it can only be used for charges with a relatively low filling density that does not meet modern requirements, since it does not ensure the reliability of the charge when using highly elastic fuels due to the neglect of significant radial channel deformations during charge operation.
Таким образом, задача данного технического решения заключалась в разработке заряда ракетного твердого топлива для РДТТ со сравнительно невысокими характеристиками.Thus, the objective of this technical solution was to develop a rocket solid fuel charge for solid propellant rocket engines with relatively low characteristics.
Общими признаками с предлагаемым зарядом ракетного твердого топлива являются наличие в нем корпуса, торцевых манжет, защитно-крепящего слоя, звездообразного канала в донной части заряда, переходного и цилиндрического участков.Common signs with the proposed charge of rocket solid fuel are the presence in it of a housing, end cuffs, a protective-fixing layer, a star-shaped channel in the bottom of the charge, transitional and cylindrical sections.
Наиболее близким по технической сути и достигаемому техническому результату является заряд ракетного твердого топлива, содержащий корпус, торцевые манжеты, защитно-крепящий слой, звездообразный канал в донной части заряда, цилиндрический и конический участки (см. патент РФ №2152529 от 29.03.99 авторов Макаровца Н.А. и др.), принятый авторами за прототип.The closest in technical essence and the achieved technical result is the charge of rocket solid fuel, comprising a housing, end cuffs, a protective-fixing layer, a star-shaped channel in the bottom of the charge, cylindrical and conical sections (see RF patent No. 2152529 dated 03.29.99 by Makarovets authors N.A. et al.), Adopted by the authors as a prototype.
Известный заряд работает следующим образом.Known charge works as follows.
После зажжения заряда за счет выбранного сочетания параметров звездообразного канала, цилиндрического и конического участков обеспечивается заданный закон изменения горящей поверхности заряда по времени. Однако, как показал опыт отработки, применение данной конструкции заряда при разработке зарядов с высокой плотностью заполнения из высокоэнергетических высокоэластичных топлив приводит к аномальному росту давления в начальный момент работы, обусловленному радиальными деформациями канала, что вызывает необходимость снижения плотности заполнения топливом ввиду возможности демонтажа заряда.After ignition of the charge due to the selected combination of parameters of the star-shaped channel, cylindrical and conical sections, a predetermined law of change in the burning surface of the charge in time is provided. However, as mining experience has shown, the use of this charge design in the development of charges with a high filling density from high-energy highly elastic fuels leads to an abnormal increase in pressure at the initial moment of operation due to radial deformation of the channel, which necessitates a decrease in the filling density of the fuel due to the possibility of charge removal.
Таким образом, задачей данного технического решения (прототипа) являлось создание конструкции заряда с заданной зависимостью изменения горящей поверхности заряда по времени горения заряда.Thus, the objective of this technical solution (prototype) was to create a charge structure with a given dependence of the change in the burning surface of the charge on the time of burning of the charge.
Общими признаками с предлагаемым авторами зарядом является наличие в заряде корпуса, торцевых манжет, защитно-крепящего слоя, звездообразного канала в донной части заряда, цилиндрического и конического участков канала заряда.Common signs with the charge proposed by the authors is the presence in the charge of the case, end cuffs, a protective-fixing layer, a star-shaped channel in the bottom of the charge, cylindrical and conical sections of the charge channel.
В отличие от прототипа в предлагаемом заряде начальная толщина горящего свода в области соплового торца заряда составляет 0,2...0,5 e1, донная часть заряда выполнена с консольным участком длиной 0,6...1,8 e1, расстояние между поперечным сечением заряда с максимальным значением отношения поверхности горения до данного сечения к площади проходного сечения канала в данном сечении и донным торцом заряда составляет 0,8...0,9 L, где e1 - средняя по длине заряда начальная толщина горящего свода, L - длина заряда.Unlike the prototype in the proposed charge, the initial thickness of the burning arch in the region of the nozzle end of the charge is 0.2 ... 0.5 e 1 , the bottom of the charge is made with a cantilever section with a length of 0.6 ... 1.8 e 1 , the distance between the cross section of the charge with the maximum value of the ratio of the combustion surface to a given section to the area of the passage section of the channel in this section and the bottom end of the charge is 0.8 ... 0.9 L, where e 1 is the average initial thickness of the burning arch along the length of the charge, L is the length of the charge.
Именно это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявляемого технического решения и достигаемым техническим результатом.It is this that allows us to conclude that there is a causal relationship between the totality of the essential features of the claimed technical solution and the achieved technical result.
Указанные признаки, отличительные от прототипа и на которые распространяется испрашиваемый объем правовой охраны, во всех случаях достаточны.The indicated features, distinctive from the prototype and to which the requested scope of legal protection applies, are sufficient in all cases.
Задачей предлагаемого изобретения является обеспечение надежности функционирования зарядов из высокоэнергетических высокоэластичных топлив при одновременном увеличении объемной плотности заряжания.The task of the invention is to ensure the reliability of the functioning of charges of high-energy highly elastic fuels while increasing the bulk density of the charge.
Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в известном заряде ракетного твердого топлива, содержащем корпус, торцевые манжеты, защитно-крепящий слой, звездообразный канал в донной части заряда, цилиндрический и конический участки канала, особенность заключается в том, что в нем начальная толщина горящего свода в области соплового торца заряда составляет 0,2...0,5 e1, донная часть заряда выполнена с консольным участком длиной 0,6...1,8 e1, расстояние между поперечным сечением заряда с максимальным значением отношения поверхности горения до данного сечения к площади проходного сечения канала в данном сечении и донным торцом заряда составляет 0,8...0,9 L, где e1 - средняя по длине заряда начальная толщина горящего свода, L - длина заряда.The specified technical result in the implementation of the invention is achieved by the fact that in the known charge of rocket solid fuel containing a housing, end cuffs, a protective-fixing layer, a star-shaped channel in the bottom of the charge, cylindrical and conical sections of the channel, the feature is that in it the initial burning arch thickness in the area of the nozzle end of charge is 0.2 ... 0.5 e 1, the bottom part of the charge is provided with a cantilever portion length 0.6 ... 1.8 e 1, the distance between the cross section of the charge to the maximal value it ratio to the combustion surface area of the cross section to the flow channel cross section in this section and the bottom end of charge is 0,8 ... 0,9 L, where e 1 - the average length of the initial charge burning arch thickness, L - length of the charge.
Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между ними позволяет, в частности, за счетA new set of structural elements, as well as the presence of connections between them, allows, in particular, due to
- выполнения начальной толщины горящего свода в области соплового торца заряда, равной 0,2...0,5 e1, исключить влияние возникающих при горении заряда радиальных деформаций канала в области соплового торца заряда на протекание рабочего процесса ввиду отсутствия перекрытия области канала заряда, прилегающей к его оси. При увеличении начальной толщины горящего свода в области соплового торца заряда свыше 0,5 e1 возможно перекрытие канала заряда, приводящее к аномальному росту давления, при снижении начальной толщины горящего свода в области соплового торца заряда менее 0,2 e1 увеличение плотности объемного заполнения становится незначительным;- performing the initial thickness of the burning arch in the region of the nozzle end of the charge equal to 0.2 ... 0.5 e 1 , to exclude the effect of the radial deformation of the channel arising during the combustion of the charge in the region of the nozzle end of the charge on the course of the working process due to the absence of overlapping of the region of the charge channel, adjacent to its axis. With an increase in the initial thickness of the burning vault in the region of the nozzle end face of the charge above 0.5 e 1 , the charge channel may overlap, leading to an abnormal increase in pressure, while a decrease in the initial thickness of the burning vault in the region of the nozzle end face is less than 0.2 e 1, the increase in the volume density becomes insignificant;
- выполнения донной части заряда с консольным участком длиной 0,6...1,8 e1 обеспечить увеличение объемного заполнения топливом при сохранении допустимого уровня деформаций в области донной части заряда. При увеличении длины консольного участка свыше 1,8 e1 недопустимо возрастают радиальные деформации канала заряда в донной части заряда за счет увеличения радиального перепада давления, действующего на консольный участок. При уменьшении длины консольного участка менее 0,6 e1 увеличение плотности объемного заполнения становится незначительным;- execution of the bottom of the charge with a cantilever section with a length of 0.6 ... 1.8 e 1 to provide an increase in volumetric filling with fuel while maintaining an acceptable level of deformation in the region of the bottom of the charge. With an increase in the length of the cantilever section over 1.8 e 1 , the radial deformations of the charge channel in the bottom of the charge unacceptably increase due to an increase in the radial pressure drop acting on the cantilever section. With a decrease in the length of the cantilever section of less than 0.6 e 1, the increase in the volumetric density becomes insignificant;
- размещения поперечного сечения заряда с максимальным значением отношения поверхности горения до данного сечения к площади проходного сечения канала в данном сечении на расстоянии 0,8...0,9 L от донного торца заряда обеспечить рациональное распределение статического давления по длине заряда за счет создания локальной зоны с высокой скоростью течения газа и пониженным давлением, что обеспечивает минимизацию радиальных деформаций канала заряда, следствием чего является резкое снижение уровня давления в начальный период горения заряда. При смещении зоны с пониженным давлением на расстояние более 0,9 L увеличиваются деформации канала заряда, при смещении зоны на расстояние менее 0,8 L увеличиваются деформации соплового участка канала заряда, что вызывает аномальный рост давления.- placement of the charge cross section with a maximum value of the ratio of the combustion surface to a given section to the channel passage area in this section at a distance of 0.8 ... 0.9 L from the bottom end of the charge to ensure a rational distribution of static pressure along the length of the charge by creating a local zones with a high gas flow rate and low pressure, which minimizes radial deformations of the charge channel, resulting in a sharp decrease in pressure level in the initial period of charge burning. When the zone with reduced pressure is displaced by a distance of more than 0.9 L, the deformation of the charge channel increases, when the zone is displaced by a distance of less than 0.8 L, the deformation of the nozzle section of the charge channel increases, which causes an abnormal increase in pressure.
Признаки, отличающие предлагаемое техническое решение от прототипа, не выявлены в других технических решениях и не известны из уровня техники в процессе проведения патентных исследований, что позволяет сделать вывод о соответствии изобретения критерию "новизна".Signs that distinguish the proposed technical solution from the prototype are not identified in other technical solutions and are not known from the prior art in the process of conducting patent research, which allows us to conclude that the invention meets the criterion of "novelty."
Исследуя уровень техники в ходе проведения патентного поиска по всем видам сведений, доступных в странах бывшего СССР и зарубежных странах, обнаружено, что предлагаемое техническое решение явным образом не следует из известного уровня техники, следовательно, можно сделать вывод о соответствии критерию "изобретательский уровень".Studying the level of technology during the patent search for all types of information available in the countries of the former USSR and foreign countries, it was found that the proposed technical solution clearly does not follow from the prior art, therefore, we can conclude that the criterion of "inventive step" is met.
Сущность изобретения заключается в том, что в заряде ракетного твердого топлива, содержащем корпус, торцевые манжеты, защитно-крепящий слой, звездообразный канал в донной части заряда, цилиндрический и конический участки канала, согласно изобретению, начальная толщина горящего свода в области соплового торца заряда составляет 0,2...0,5 e1, донная часть заряда выполнена с консольным участком длиной 0,6...1,8 e1, расстояние между поперечным сечением заряда с максимальным значением отношения поверхности горения до данного сечения к площади проходного сечения канала в данном сечении и донным торцом заряда составляет 0,8...0,9 L, где e1 - средняя по длине заряда начальная толщина горящего свода, L - длина заряда.The essence of the invention lies in the fact that in the charge of rocket solid fuel containing a housing, end cuffs, a protective-fixing layer, a star-shaped channel in the bottom of the charge, cylindrical and conical sections of the channel, according to the invention, the initial thickness of the burning arch in the region of the nozzle end of the charge is 0.2 ... 0.5 e 1, the bottom part of the charge is provided with a cantilever portion length 0.6 ... 1.8 e 1, the distance between the cross section of the charge with the maximum value of the ratio to the combustion surface of the sectional area to proho Foot section of the channel in the bottom section and the end face of the charge is 0,8 ... 0,9 L, where e 1 - the average length of the initial charge burning arch thickness, L - length of the charge.
Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором изображен продольный разрез заряда.The invention is illustrated in the drawing, which shows a longitudinal section of the charge.
Предлагаемый заряд ракетного твердого топлива содержит корпус 1, торцевые манжеты 2, защитно-крепящий слой 3, звездообразный канал 4 в донной части заряда, цилиндрический 5 и конический 6 участки канала. Начальная толщина горящего свода e2 в области соплового торца заряда составляет 0,2...0,5 e1. Донная часть заряда выполнена с консольным участком А длиной L1, равной 0,6...1,8 e1. Расстояние (L2) между поперечным сечением Б-Б заряда с максимальным значением отношения поверхности горения до данного сечения к площади проходного сечения канала в данном сечении и донным торцом заряда составляет 0,8...0,9 L.The proposed rocket solid fuel charge comprises a
Функционирование предложенного заряда происходит следующим образом.The functioning of the proposed charge is as follows.
После зажжения заряда продукты сгорания движутся по каналам 4, 5, 6 к сопловому срезу заряда. Под действием осевого перепада давления и полетных перегрузок происходит деформация заряда, в том числе и радиальные перемещения точек поверхности каналов 4, 5, 6 к оси заряда. За счет выполнения начальной толщины горящего свода в области соплового торца заряда e2 в пределах 0,2...0,5 e1, донной части заряда с консольным участком А длиной L1, равной 0,6... 1,8 e1, размещения поперечного сечения Б-Б заряда с максимальным значением отношения поверхности горения до данного сечения к площади проходного сечения канала в данном сечении на расстоянии от донного торца, равном 0,8...0,9 L, обеспечивается минимизация радиальных перемещений точек поверхности каналов 4, 5, 6 к оси заряда и исключения за счет этого возрастания давления при использовании заряда повышенной плотности заполнения из высокоэнергетических высокоэластичных топлив.After ignition of the charge, the combustion products move along
Выполнение заряда ракетного твердого топлива в соответствии с изобретением позволило повысить энергетические характеристики за счет увеличения плотности заполнения топливом при применении высокоэнергетических высокоэластичных топлив при одновременном выполнении требований по уровню максимального давления.The charge of rocket solid fuel in accordance with the invention has improved energy characteristics by increasing the density of the fuel when using high-energy highly elastic fuels while meeting the requirements for maximum pressure.
Изобретение может быть использовано при разработке различных зарядов ракетного твердого топлива, в том числе для РДТТ ракет реактивных систем залпового огня.The invention can be used in the development of various rocket solid fuel charges, including for solid propellant rockets of multiple launch rocket systems.
Указанный положительный эффект подтвержден испытаниями опытных образцов зарядов, выполненных в соответствии с предлагаемым изобретением.The specified positive effect is confirmed by tests of prototypes of charges made in accordance with the invention.
В настоящее время разработана конструкторская документация, проведены государственные испытания, намечено серийное производство.At present, design documentation has been developed, state tests have been carried out, and mass production is scheduled.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2003109465A RU2220311C1 (en) | 2003-04-04 | 2003-04-04 | Solid propellant rocket charge |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2003109465A RU2220311C1 (en) | 2003-04-04 | 2003-04-04 | Solid propellant rocket charge |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2220311C1 true RU2220311C1 (en) | 2003-12-27 |
Family
ID=32067245
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2003109465A RU2220311C1 (en) | 2003-04-04 | 2003-04-04 | Solid propellant rocket charge |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2220311C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2459969C1 (en) * | 2011-04-01 | 2012-08-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Solid-propellant charge for rocket engine of aircraft rocket |
-
2003
- 2003-04-04 RU RU2003109465A patent/RU2220311C1/en active
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2459969C1 (en) * | 2011-04-01 | 2012-08-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Solid-propellant charge for rocket engine of aircraft rocket |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| BR112015028635A2 (en) | flangeless cartridge | |
| RU2282741C1 (en) | Solid-propellant charge for acceleration-and-cruise propulsion rocket engine of guided missile | |
| EP0848228A2 (en) | Ballistic high-explosive type projectile without a fuze | |
| RU2220311C1 (en) | Solid propellant rocket charge | |
| RU2326260C2 (en) | Charge molded within solid-fuel rocket engine case | |
| RU2403428C1 (en) | Solid propellant rocket engine | |
| RU2461728C2 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2725118C1 (en) | Channel charge of mixed solid-propellant rocket fuel connected with housing | |
| RU2298110C2 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2265746C2 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| Püskülcü et al. | 3-D grain burnback analysis of solid propellant rocket motors: Part 1–ballistic motor tests | |
| RU2220312C1 (en) | Solid-propellant rocket charge | |
| RU2687500C1 (en) | Dual-mode solid-propellant rocket engine | |
| RU2391530C1 (en) | Rocket solid fuel charge | |
| RU2816347C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2798046C1 (en) | Solid propellant rocket engine | |
| RU2374480C2 (en) | Mixed rocket propellant charge and method of its production | |
| RU2671449C2 (en) | Ampoule with starting fuel for ignition of fuel components of liquid fuel rocket engine | |
| RU2133864C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2569989C1 (en) | Solid fuel rocket engine | |
| RU2783054C1 (en) | Dual-mode solid propellant rocket engine | |
| RU2317433C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| CA2173968A1 (en) | Recoil reducer wad for shotgun ammunition | |
| RU2150599C1 (en) | Solid-propellant charge | |
| RU2139438C1 (en) | Solid-propellant rocket engine |