RU2220312C1 - Solid-propellant rocket charge - Google Patents
Solid-propellant rocket charge Download PDFInfo
- Publication number
- RU2220312C1 RU2220312C1 RU2003109466A RU2003109466A RU2220312C1 RU 2220312 C1 RU2220312 C1 RU 2220312C1 RU 2003109466 A RU2003109466 A RU 2003109466A RU 2003109466 A RU2003109466 A RU 2003109466A RU 2220312 C1 RU2220312 C1 RU 2220312C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- charge
- semicharge
- tail
- star
- channel
- 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 обеспечение надежности их функционирования. Решение данной задачи представляет значительные трудности, особенно для зарядов большого относительного удлинения двигателей снарядов реактивных систем залпового огня ввиду требования обеспечения высоких энергетических характеристик при эксплуатации в широком температурном диапазоне, что вызывает необходимость использования высокоэнергетических высокоэластичных топлив. Функционирование зарядов из высокоэластичных топлив сопровождается существенными радиальными деформациями каналов зарядов, что приводит к локальному частичному перекрытию их проходных сечений, а следовательно, к аномальному росту давления. Для зарядов, содержащих головной и хвостовой полузаряды, максимальные радиальные деформации наблюдаются в области входного участка канала хвостового полузаряда (что объясняется наличием перепада давления между межзарядным объемом и входным участком) и в области соплового торца хвостового полузаряда (что объясняется в основном перепадом давления по длине хвостового полузаряда).One of the main tasks to be solved when creating rocket fuel charges is to ensure the reliability of their functioning. The solution to this problem presents significant difficulties, especially for charges of large relative elongation of rocket engines of multiple launch rocket systems due to the requirement to ensure high energy performance during operation in a wide temperature range, which necessitates the use of high-energy highly elastic fuels. The functioning of charges from highly elastic fuels is accompanied by significant radial deformations of the charge channels, which leads to a local partial overlap of their passage sections, and therefore to an abnormal increase in pressure. For charges containing the head and tail half charges, the maximum radial deformations are observed in the region of the input section of the tail half-charge channel (due to the pressure drop between the intercharge volume and the inlet section) and in the region of the nozzle end of the tail half charge (which is explained mainly by the pressure drop along the tail length half charge).
Известна конструкция заряда ракетного твердого топлива, содержащая корпус, торцевые манжеты, защитно-крепящий слой, головной полузаряд со звездообразным каналом и хвостовой полузаряд с цилиндрическим каналом (см. патент РФ №2145674 от 10.06.99 авторов Макаровца Н.А. и др.).A known rocket propellant charge structure comprising a housing, end cuffs, a protective-fastening layer, a head half charge with a star-shaped channel and a tail half charge with a cylindrical channel (see RF patent No. 2145674 from 06/10/2019 by Makarovets N.A. et al.) .
Задачей данного технического решения явилась разработка заряда ракетного твердого топлива с высокими энергетическими характеристиками.The objective of this technical solution was to develop a rocket solid fuel charge with high energy characteristics.
Общими признаками с предлагаемым зарядом ракетного твердого топлива являются наличия в нем корпуса, торцевых манжет, защитно-крепящего слоя, головного полузаряда со звездообразным каналом и хвостового полузаряда с цилиндрическим каналом.Common features with the proposed rocket solid fuel charge are the presence of a body, end cuffs, a protective-fixing layer, a head half charge with a star-shaped channel and a tail half charge with a cylindrical channel.
Однако данная конструкция заряда ракетного твердого топлива имеет недостатки, основным из которых являются значительные радиальные деформации канала хвостового полузаряда в области входа в канал и выхода из канала, достигающие при увеличении плотности заполнения топливом недопустимых значений, что приводит к аномальному росту давления.However, this rocket solid fuel charge design has drawbacks, the main of which are significant radial deformations of the tail half-channel in the region of the channel entrance and exit, reaching unacceptable values with increasing fuel density, which leads to an abnormal pressure increase.
Наиболее близким по технической сущности и достигаемому техническому результату является заряд ракетного твердого топлива, содержащий корпус, торцевые манжеты, защитно-крепящий слой, головной полузаряд со звездообразным каналом и хвостовой полузаряд с цилиндрическим каналом (см. патент РФ №2145673 от 25.05.99 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 containing a body, end cuffs, a protective-fixing layer, a head half charge with a star-shaped channel and a tail half charge with a cylindrical channel (see RF patent No. 2145673 from 05.25.99 by Makarovts N.A. et al.), Adopted by the authors as a prototype.
Как видно из этого технического решения, в области переднего торца хвостового полузаряда выполнена осесимметричная выемка и ограничена длина консольного соплового участка хвостового полузаряда.As can be seen from this technical solution, in the region of the front end of the tail half-charge, an axisymmetric recess is made and the length of the cantilever nozzle portion of the tail half-charge is limited.
Известный заряд работает следующим образом. После зажжения заряда продукты сгорания движутся к сопловому торцу заряда. Введение в конструкцию заряда указанной осесимметричной выемки и ограничения длины консольного соплового участка хвостового полузаряда обеспечивает работоспособность заряда. Однако при использовании в данной конструкции заряда высокоэластичных топлив с относительно низкими прочностными характеристиками и, в первую очередь, модуля упругости, радиальные перемещения поверхности канала хвостового полузаряда в области входного участка канала и в области соплового торца резко увеличиваются, что приводит к аномальной работе заряда. Кроме этого, при применении современных топлив с высокой температурой горения ввиду разности начальных толщин горящих сводов по длине головного и хвостового полузарядов (что обусловлено технологическими особенностями) фронт горения на отдельных участках выходит на поверхность защитно-крепящего слоя при одновременном догорании остатков полузарядов на других участках при высокой температуре, что также снижает надежность работы заряда ввиду возможности прогара корпуса.Known charge works as follows. After ignition of the charge, the combustion products move to the nozzle end of the charge. Introduction to the design of the charge of the specified axisymmetric recess and limitation of the length of the cantilever nozzle portion of the tail half charge ensures the efficiency of the charge. However, when using a charge of highly elastic fuels with relatively low strength characteristics and, first of all, elastic modulus in this design, the radial displacements of the channel surface of the tail half-charge in the region of the channel inlet section and in the region of the nozzle end sharply increase, which leads to an abnormal charge operation. In addition, when using modern fuels with a high combustion temperature, due to the difference in the initial thickness of the burning vaults along the length of the head and tail half charges (due to technological features), the combustion front in some areas comes to the surface of the protective-fixing layer while burning out the remains of half charges in other areas at high temperature, which also reduces the reliability of the charge due to the possibility of burnout.
Таким образом, задачей данного технического решения (прототипа) являлось создание конструкции заряда, обеспечивающую работоспособность заряда из топлив, обладающих относительно высокими прочностными характеристиками и, в первую очередь, высокими значениями модуля упругости и сравнительно невысокими температурами продуктов сгорания.Thus, the objective of this technical solution (prototype) was the creation of a charge design that ensures the operability of a charge of fuels having relatively high strength characteristics and, first of all, high elastic modulus and relatively low temperatures of the combustion products.
Общими признаками с предлагаемым зарядом ракетного твердого топлива являются наличия в нем корпуса, торцевых манжет, защитно-крепящего слоя, головного полузаряда со звездообразным каналом и хвостового полузаряда с цилиндрическим каналом с осесимметричной выемкой и консольным сопловым участком.Common features with the proposed rocket solid fuel charge are the presence of a body, end cuffs, a protective-fixing layer, a head half charge with a star-shaped channel and a tail half charge with a cylindrical channel with an axisymmetric recess and a console nozzle section.
В отличие от прототипа в предлагаемом заряде площадь проходного сечения входного участка цилиндрического канала хвостового полузаряда составляет 1,00...1,25 площади выходного сечения звездообразного канала головного полузаряда, разность начальных толщин горящего свода головного полузаряда по длине звездообразного канала, а также разность начальных толщин горящего свода хвостового полузаряда по длине цилиндрического канала составляет 1,5...3,5 средней толщины защитно-крепящего слоя, а значение стандартного модуля упругости топлива полузарядов при верхней предельной температуре применения выбрано в пределах (0,08...0,30 кгс/см3)·L, где L - длина полузаряда.Unlike the prototype, in the proposed charge, the area of the passage section of the input section of the cylindrical channel of the tail half-charge is 1.00 ... 1.25 of the area of the output section of the star-shaped channel of the head half-charge, the difference between the initial thicknesses of the burning dome of the head half-charge along the length of the star-shaped channel, and also the difference between the initial the thickness of the burning arch of the tail half-charge along the length of the cylindrical channel is 1.5 ... 3.5 the average thickness of the protective and fixing layer, and the value of the standard modulus of elasticity of the fuel is half poisons at the upper limit temperature of application is selected in the range of (0.08 ... 0.30 kg / cm 3) · L, where L - length poluzaryada.
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.These signs, distinctive from the prototype and to which the requested amount of legal protection applies in all cases, are sufficient.
Задачей предлагаемого изобретения является обеспечение надежности функционирования зарядов из высокоэластичных топлив с высокой температурой горения.The objective of the invention is to ensure the reliability of the operation of charges of highly elastic fuels with a high combustion temperature.
Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в известном заряде ракетного твердого топлива, содержащем корпус, торцевые манжеты, защитно-крепящий слой, головной полузаряд со звездообразным каналом и хвостовой полузаряд с цилиндрическим каналом, особенность заключается в том, что в нем площадь проходного сечения входного участка цилиндрического канала хвостового полузаряда составляет 1,00...1,25 площади выходного сечения звездообразного канала головного полузаряда, разность начальных толщин горящего свода головного полузаряда по длине звездообразного канала, а также разность начальных толщин горящего свода хвостового полузаряда по длине цилиндрического канала составляет 1,5...3,5 средней толщины защитно-крепящего слоя, а значение стандартного модуля упругости топлива полузарядов при верхней предельной температуре применения выбрано в пределах (0,08...0,30 кгс/см3)·L.The specified technical result during the implementation of the invention is achieved by the fact that in the known charge of rocket solid fuel containing a body, end cuffs, a protective-fixing layer, a head half charge with a star-shaped channel and a tail half charge with a cylindrical channel, the feature is that it has a passage area the section of the input section of the cylindrical channel of the tail half-charge is 1.00 ... 1.25 of the area of the output section of the star-shaped channel of the head half-charge, the difference in the initial thickness of the burning about the arch of the head half-charge along the length of the star-shaped channel, as well as the difference between the initial thicknesses of the burning arch of the tail half-charge along the length of the cylindrical channel is 1.5 ... 3.5 the average thickness of the protective and fixing layer, and the value of the standard modulus of elasticity of the fuel of the half-charges at the upper limit temperature application selected in the range of (0.08 ... 0.30 kgf / cm 3 ) · L.
Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между ними позволяет, в частности, за счет:A new set of structural elements, as well as the presence of connections between them, allows, in particular, due to:
- выполнения площади проходного сечения входного участка цилиндрического канала хвостового полузаряда, равной 1,00...1,25 площади выходного сечения звездообразного канала головного полузаряда, обеспечить практическое равенство скоростей и статических давлений газового потока в выходном сечении звездообразного канала, межзарядном объеме (с учетом наличия рециркуляционных зон) и входного участка цилиндрического канала хвостового полузаряда, чем достигается допустимо низкий уровень радиальных деформаций канала хвостового полузаряда и отсутствие аномального режима работы, что повышает надежность работы заряда;- execution of the area of the passage section of the input section of the cylindrical channel of the tail half-charge equal to 1.00 ... 1.25 of the area of the output section of the star-shaped channel of the head half-charge, to ensure the practical equality of the velocities and static pressures of the gas flow in the output section of the star-shaped channel, intercharge volume (taking into account the presence of recirculation zones) and the input section of the cylindrical channel of the tail half-charge, thereby achieving a permissible low level of radial deformations of the channel of the tail half-charge and absence of abnormal operating mode, which increases the reliability of operation of the charge;
- выполнения головного и хвостового полузарядов с разностью начальных толщин горящего свода головного полузаряда по длине звездообразного канала, а также разностью начальных толщин горящего свода хвостового полузаряда по длине цилиндрического канала составляющей 1,5...3,5 средней толщины защитно-крепящего слоя обеспечить надежное функционирование за счет достижения необходимого теплового режима корпуса заряда с учетом различия времен выгорания горящего свода, обусловленной разностью начальных толщин горящего свода по длине полузарядов и догорания частей заряда с обтеканием защитно-крепящего покрытия высокотемпературными продуктами сгорания;- execution of the head and tail half charges with the difference in the initial thicknesses of the burning dome of the head half charge along the length of the star-shaped channel, as well as the difference in the initial thicknesses of the burning roof of the tail half charge along the length of the cylindrical channel of 1.5 ... 3.5 the average thickness of the protective and fixing layer to ensure reliable functioning due to the achievement of the necessary thermal regime of the charge housing, taking into account the difference in burnup times of the burning roof, due to the difference in the initial thickness of the burning roof along the length of the half charge s and afterburning of the parts of the charge flowing around the protective-fixing coating with high-temperature combustion products;
- выполнения топлива заряда со стандартным модулем упругости топлива полузарядов при верхней предельной температуре в пределах (0,08...0,30 кгс/см3)·L обеспечить приемлемый уровень деформаций соплового участка хвостового полузаряда, обусловленный в основном осевым перепадом давления, пропорциональным длине хвостового полузаряда, следствием чего является отсутствие аномальной работы заряда и обеспечение надежности функционирования.- performing fuel charge with a standard modulus of elasticity of fuel of semi-charges at the upper limit temperature in the range of (0.08 ... 0.30 kgf / cm 3 ) · L provide an acceptable level of deformation of the nozzle section of the tail half-charge, due mainly to the axial pressure drop proportional to the length of the tail half-charge, which results in the absence of abnormal charge operation and ensuring the reliability of operation.
Учитывая, что энергетические и баллистические характеристики топлив изменяются в достаточно узком диапазоне, а также практически одинаковую плотность заполнения зарядов современных ракет и наличие подобия геометрических размеров зарядов, данные соотношения обладают необходимой общностью.Given that the energy and ballistic characteristics of fuels vary in a fairly narrow range, as well as almost the same charge density of modern missiles and the similarity of the geometric dimensions of the charges, these ratios have the necessary commonality.
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, головной полузаряд со звездообразным каналом и хвостовой полузаряд с цилиндрическим каналом, согласно изобретению площадь проходного сечения входного участка цилиндрического канала хвостового полузаряда составляет 1,00...1,25 площади выходного сечения звездообразного канала головного полузаряда, разность начальных толщин горящего свода головного полузаряда по длине звездообразного канала, а также разность начальных толщин горящего свода хвостового полузаряда по длине цилиндрического канала составляет 1,5...3,5 средней толщины защитно-крепящего слоя средней толщины защитно-крепящего слоя, а значение стандартного модуля упругости топлива полузарядов при верхней предельной температуре применения выбрано в пределах (0,08...0,30 кгс/см3)·L.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 head half charge with a star-shaped channel and a tail half charge with a cylindrical channel, according to the invention, the passage area of the inlet section of the cylindrical channel of the tail half charge is 1, 00 ... 1.25 of the exit cross-sectional area of the star-shaped channel of the head half-charge, the difference between the initial thicknesses of the burning dome of the head half-charge along the length of the star-shaped channel, and the difference between the initial thicknesses of the burning arch of the tail half-charge along the length of the cylindrical channel is 1.5 ... 3.5 of the average thickness of the protective-fixing layer of the average thickness of the protective-fixing layer, and the value of the standard modulus of elasticity of the fuel of the half-charges at the upper limit temperature of application is selected within ( 0.08 ... 0.30 kgf / cm 3 ) · L.
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, головной полузаряд со звездообразным каналом 4, хвостовой полузаряд с цилиндрическим каналом 5. Площадь проходного сечения (А-А) входного участка цилиндрического канала хвостового полузаряда 5 составляет 1,00...1,25 площади выходного сечения (Б-Б) звездообразного канала головного полузаряда 4. Разность начальных толщин горящего свода (e1, Г) головного полузаряда 4 по длине звездообразного канала, а также разность начальных толщин горящего свода (e1, Х) хвостового полузаряда 5 по длине цилиндрического канала составляет 1,5...3,5 средней толщины (δ) защитно-крепящего слоя 3, а значение стандартного модуля упругости топлива полузарядов 4, 5 при верхней предельной температуре применения выбрано в пределах (0,08...0,30 кгс/см3)·L.The proposed rocket solid fuel charge comprises a
Функционирование предложенного заряда происходит следующим образом. После зажжения заряда продукты сгорания движутся по каналам полузарядов 4, 5 к сопловому срезу заряда. Под действием осевого перепада давления происходит деформация полузарядов, в том числе и радиальные перемещения точек поверхностей каналов полузарядов 4, 5 к их оси. За счет выполнения площади проходного сечения (А-А) входного участка цилиндрического канала хвостового полузаряда 5 равной 1,00...1,25 площади выходного сечения (Б-Б) звездообразного канала головного полузаряда 4, разности начальных толщин горящего свода (e1, Г) головного полузаряда 4 по длине звездообразного канала, а также разности начальных толщин горящего свода (e1, Х) хвостового полузаряда 5 по длине цилиндрического канала равной 1,5...3,5 средней толщины (δ) защитно-крепящего слоя 3, и применение топлива полузарядов 4, 5 со значением стандартного модуля упругости при верхней предельной температуре применения в пределах (0,08...0,30 кгс/см3)·L, обеспечивается минимизация радиальных перемещений точек поверхности каналов полузарядов 4, 5 к оси полузарядов 4, 5 и исключения за счет этого аномального возрастания давления, чем обеспечивается надежность функционирования зарядов из высокоэластичных топлив с высокой температурой горения.The functioning of the proposed charge is as follows. After ignition of the charge, the combustion products move along the channels of the
Выполнение заряда ракетного твердого топлива в соответствии с изобретением позволило обеспечить надежность функционирования зарядов с высокой плотностью заполнения из высокоэластичных топлив с высокой температурой горения.The execution of the charge of rocket solid fuel in accordance with the invention made it possible to ensure the reliability of the operation of charges with a high filling density of highly elastic fuels with a high combustion temperature.
Изобретение может быть использовано при разработке различных зарядов ракетного твердого топлива, в том числе для двигателей ракет реактивных систем залпового огня.The invention can be used in the development of various rocket solid propellant charges, including for rocket engines 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 |
|---|---|---|---|
| RU2003109466A RU2220312C1 (en) | 2003-04-04 | 2003-04-04 | Solid-propellant rocket charge |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2003109466A RU2220312C1 (en) | 2003-04-04 | 2003-04-04 | Solid-propellant rocket charge |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2220312C1 true RU2220312C1 (en) | 2003-12-27 |
Family
ID=32067246
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2003109466A RU2220312C1 (en) | 2003-04-04 | 2003-04-04 | Solid-propellant rocket charge |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2220312C1 (en) |
-
2003
- 2003-04-04 RU RU2003109466A patent/RU2220312C1/en active
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP5216804B2 (en) | Portable guided bullet injection and separation device | |
| RU2282741C1 (en) | Solid-propellant charge for acceleration-and-cruise propulsion rocket engine of guided missile | |
| US4150540A (en) | Rocket nozzle system | |
| CN115142981A (en) | Solid rocket engine without heat insulation structure | |
| RU2312999C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2220312C1 (en) | Solid-propellant rocket charge | |
| US3423942A (en) | Standing detonation wave rocket engine | |
| RU2725118C1 (en) | Channel charge of mixed solid-propellant rocket fuel connected with housing | |
| RU2220311C1 (en) | Solid propellant rocket charge | |
| RU2133864C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2790914C1 (en) | Solid propellant rocket engine | |
| RU2265746C2 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2391530C1 (en) | Rocket solid fuel charge | |
| RU2687500C1 (en) | Dual-mode solid-propellant rocket engine | |
| RU2783054C1 (en) | Dual-mode solid propellant rocket engine | |
| RU2798046C1 (en) | Solid propellant rocket engine | |
| RU2374480C2 (en) | Mixed rocket propellant charge and method of its production | |
| RU2351788C1 (en) | Guided missile solid-propellant rocket engine, solid propellant igniter and rocket engine nozzle assembly | |
| RU2816347C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2139438C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2362035C1 (en) | Charge for solid rocket fuel | |
| RU2229617C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2150599C1 (en) | Solid-propellant charge | |
| RU2195569C1 (en) | Solid propellant rocket engine | |
| EP3874138A1 (en) | Injector with injector elements in circumferential rows that alternate between counter-clockwise and clockwise swirl |