RU2225524C1

RU2225524C1 - Solid-propellant rocket engine

Info

Publication number: RU2225524C1
Application number: RU2003116187/06A
Authority: RU
Inventors: А.М. Губертов; Н.А. Давыденко; В.В. Миронов; М.Л. Куранов; Р.Г. Голлендер; Ю.Д. Трусов
Original assignee: Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский центр им. М.В.Келдыша"
Priority date: 2003-06-03
Filing date: 2003-06-03
Publication date: 2004-03-10

Abstract

FIELD: rocket engines. SUBSTANCE: proposed solid-propellant rocket engine contains combustion chamber with cylindrical section, front and rear bottoms, propellant charge consisting of two parts and connected with combustion chamber, and nozzle with heat-protective coating and recesses part located sufficiently close to surface of charge. Charge is divided into two parts by flexible diaphragm installed near recesses part of nozzle. Part of charge located between front bottom and flexible diaphragm is made of fuel featuring high combustion temperature. Part of charge between rear bottom and flexible diaphragm is made of fuel with low combustion temperature and it has at least one groove near flexible diaphragm. Recessed part of nozzle, surface of charge with low combustion temperature and rear bottom form annular channel whose flow section area changes continuously from rear bottom to head point of recessed of nozzle. EFFECT: provision of rocket engine featuring high combustion temperature with reduced passive mass of construction owing to reduction of mass of thermal protection. 2 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях маршевых и разгонных ступеней ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ) различного назначения. The invention relates to rocket technology and can be used in the construction of marching and booster stages of solid propellant rocket engines (solid propellant rocket engines) for various purposes.

Одним из основных путей увеличения доставляемой массы полезного груза ракетой-носителем является повышение энергетических характеристик твердого топлива. Это обеспечивается использованием новых компонентов твердого топлива (окислителей и горючих), при этом основным параметром, повышающим энергетические характеристики двигателей, является температура горения твердого топлива в камере сгорания. К настоящему времени температура горения современных твердых топлив достигает величин ≥4000 К. Такой уровень температуры в камере сгорания требует использования нового класса теплозащитных и эрозионно-стойких материалов, защищающих конструкцию РДТТ от теплового и эрозионного воздействий продуктов сгорания. В настоящее время для этих целей используются материалы на основе резины и каучуков, фенольные угле- и стеклопластики, углерод-углеродные и углерод-керамические материалы. При температуре поверхности конструкции выше 3000 К начинается испарение углерода, содержащегося в материале деталей, изготовленных из углепластиков, углерод-углеродных и углерод-керамических материалов или образующихся при термодеструкции в виде кокса на поверхности деталей, изготовленных из материалов на основе резин и каучуков. One of the main ways to increase the delivered payload mass by a booster rocket is to increase the energy characteristics of solid fuel. This is ensured by the use of new solid fuel components (oxidizing agents and combustibles), while the main parameter that increases the energy characteristics of engines is the combustion temperature of solid fuel in the combustion chamber. To date, the combustion temperature of modern solid fuels reaches values ≥4000 K. Such a temperature level in the combustion chamber requires the use of a new class of heat-shielding and erosion-resistant materials that protect the design of solid propellant rocket motors from the thermal and erosive effects of combustion products. Currently, for these purposes, materials based on rubber and rubbers, phenolic carbon and fiberglass, carbon-carbon and carbon-ceramic materials are used. At a surface temperature of the structure above 3000 K, the evaporation of carbon contained in the material of parts made of carbon fiber, carbon-carbon and carbon-ceramic materials or formed during thermal degradation in the form of coke on the surface of parts made of materials based on rubber and rubber begins.

Вновь создаваемые РДТТ требуют разработки новых теплозащитных покрытий (ТЗП), что связано с большими затратами времени и объемами финансирования, превышающими в несколько раз затраты на разработку современных высокоэнергетических твердых топлив. Для экономии времени и затрат при создании новых двигателей на современных твердых топливах целесообразно использовать уже отработанные ТЗП. Использование таких материалов возможно только при уменьшении уровня тепловых потоков, а также эрозионного и химического воздействий на конструкцию двигателя с помощью активной тепловой защиты в виде завесы, образованной низкотемпературным газовым потоком. The newly created solid propellant solid propellants require the development of new heat-shielding coatings (TZP), which is associated with a large investment of time and funding, several times higher than the cost of developing modern high-energy solid fuels. To save time and costs when creating new engines using modern solid fuels, it is advisable to use the already worked out TZP. The use of such materials is possible only with a decrease in the level of heat fluxes, as well as erosive and chemical effects on the engine structure using active thermal protection in the form of a curtain formed by a low-temperature gas flow.

Известна конструкция РДТТ (патент США 3648461, МПК F 02 К 1/00), в которой для защиты конструкции утопленной части сопла от воздействия продуктов сгорания твердого топлива служит теплозащитный элемент из графита или абляционного материала на основе фенольной смолы, размещенный над утопленной частью сопла и разрушающейся при нагреве. The known design of the solid propellant rocket engine (US patent 3648461, IPC F 02 K 1/00), in which to protect the design of the recessed part of the nozzle from the effects of combustion products of solid fuels, a heat-protective element made of graphite or phenolic resin-based ablation material is placed above the recessed part of the nozzle and collapsing when heated.

Недостатком предложенного технического решения является то, что из-за вихревого течения в полости, разделяющей заряд и дополнительную тепловую защиту, будет осуществляться ее интенсивный унос, т.к. кроме лучистого теплообмена с продуктами сгорания возникает конвективный теплообмен и механический унос тепловой защиты. Это связано с тем, что в полости будут присутствовать в основном продукты сгорания твердого топлива, так как скорость газификации топлива и ТЗП отличаются более чем в 10 раз. В процессе работы двигателя фронт горения твердого топлива будет уходить от утопленной части сопла, подвод тепла будет уменьшаться и разрушение материала тепловой защиты прекратится, т.е. из-за отсутствия уноса массы будет оставаться неиспользованное ТЗП, что будет приводить к увеличению пассивной массы конструкции. The disadvantage of the proposed technical solution is that due to the vortex flow in the cavity separating the charge and additional thermal protection, its intensive ablation will take place, because In addition to radiant heat exchange with combustion products, convective heat exchange and mechanical ablation of thermal protection arise. This is due to the fact that the products of solid fuel combustion will mainly be present in the cavity, since the rate of gasification of fuel and TZP differ by more than 10 times. During engine operation, the front of solid fuel combustion will go away from the recessed part of the nozzle, the heat supply will decrease, and the destruction of the thermal protection material will stop, i.e. due to the absence of mass entrainment, unused TZP will remain, which will lead to an increase in the passive mass of the structure.

Известен ракетный двигатель (патент США 6226979, МПК F 02 K 9/28 - прототип), содержащий камеру сгорания, сопло с утопленной частью, заряд твердого топлива, состоящий из двух частей, одна из которых имеет пониженное содержание окислителя и расположена достаточно близко к утопленному входу, чтобы создавать пограничный слой продуктов сгорания, имеющих дефицит окислителя, проходящий через кольцевой зазор и обтекающий сужающуюся часть и область критического сечения, снижая тем самым унос упомянутой сужающейся части и участка критического сечения. Рассмотрены две схемы зарядов: с центральным каналом и торцевого горения. Known rocket engine (US patent 6226979, IPC F 02 K 9/28 - prototype) containing a combustion chamber, a nozzle with a recessed part, a solid fuel charge, consisting of two parts, one of which has a reduced oxidizer content and is located quite close to the recessed the entrance to create a boundary layer of combustion products having an oxidizer deficiency passing through the annular gap and flowing around the tapering part and the critical section, thereby reducing the entrainment of said tapering part and the critical section. Two charge schemes are considered: with a central channel and end combustion.

В общем случае величина уноса материала конструкции РДТТ обусловлена следующими механизмами: термическим уносом и разложением (термодеструкцией), химическим уносом, эрозионным уносом от твердых частиц, содержащихся в продуктах сгорания, механическим разрушением коксового слоя, вызванным действием давления пиролизных газов и различием в коэффициенте термического расширения слоев, образующихся при нагреве материала. Недостатком технического решения, защищенного патентом США 6226979, является то, что в предлагаемой конструкции может происходить ослабление действия только одного механизма уноса материала - уменьшение уноса материала, обусловленное химическим взаимодействием продуктов сгорания с материалами тепловой защиты, снижением концентрации окислителя в пограничном слое. Кроме этого эффективность предлагаемого технического решения снижается из-за следующих факторов:
- в заряде с центральным каналом над утопленной частью сопла непрерывно возникает перемешивание продуктов сгорания с различным содержанием окислителя, а системы вихрей, возникающие в зоне над утопленной частью сопла после частичного выгорания заряда, делают процесс создания пограничного слоя с пониженным содержанием окислителя периодическим (при разрушении вихрей течение возникает, а после появления вихрей течение в пограничном слое отсутствует), т.е. оба эти фактора ослабляют положительный эффект, заключающийся в уменьшении уноса;
- в заряде торцевого горения продукты сгорания основной части заряда, разгоняясь в канале сформированным зарядом, размещенным над утопленной частью сопла, оттесняют продукты сгорания, имеющие низкую концентрацию окислительных элементов, с образованием вихревой системы над утопленной частью сопла. При этом небольшое понижение концентрации окислительных элементов реализуется только в тонком слое смещения потоков продуктов сгорания заряда торцевого горения и части заряда с низким содержанием окислительных элементов, расположенного над утопленной частью сопла;
- при использовании поворотного управляющего сопла (ПУС) при его функционировании в области утопленного сопла возникает интенсивное вихревое течение продуктов сгорания, которое разрушает пограничный слой с пониженным содержанием окислителя.In the general case, the amount of entrainment of the solid material of the solid propellant rocket engine is caused by the following mechanisms: thermal entrainment and decomposition (thermal destruction), chemical entrainment, erosion entrainment from solid particles contained in the combustion products, mechanical destruction of the coke layer caused by the pressure of pyrolysis gases and the difference in the coefficient of thermal expansion layers formed by heating the material. A disadvantage of the technical solution protected by U.S. Patent 6226979 is that in the proposed design, only one ablation mechanism can weaken — a reduction in ablation caused by chemical interaction of combustion products with thermal protection materials and a decrease in the concentration of oxidizing agent in the boundary layer. In addition, the effectiveness of the proposed technical solution is reduced due to the following factors:
- in a charge with a central channel above the recessed part of the nozzle, mixing of combustion products with a different oxidizer content continuously occurs, and the system of vortices arising in the zone above the recessed part of the nozzle after partial burning of the charge makes the process of creating a boundary layer with a reduced oxidizer content periodic (when the vortices are destroyed a flow arises, and after the appearance of vortices, there is no flow in the boundary layer), i.e. both of these factors weaken the positive effect of reducing ablation;
- in the end-combustion charge, the combustion products of the main part of the charge, accelerating in the channel with a formed charge placed above the recessed part of the nozzle, displace combustion products having a low concentration of oxidizing elements, with the formation of a vortex system over the recessed part of the nozzle. In this case, a small decrease in the concentration of oxidizing elements is realized only in a thin layer of displacement of the flow of combustion products of the end-combustion charge and part of the charge with a low content of oxidizing elements located above the recessed part of the nozzle;
- when using a rotary control nozzle (CCP) during its operation in the region of the recessed nozzle, an intense vortex flow of combustion products occurs, which destroys the boundary layer with a low oxidizer content.

Необходимо отметить, что при использовании современных высокоэффективных топлив, имеющих температуру горения ≥4000 K, преобладающим механизмом уноса теплозащитных материалов становится термодеструкция и химический унос, обусловленный взаимодействием с N₂, Н₂, O₂ и другими химическими соединениями, поэтому снижение содержания только окислительных элементов в продуктах сгорания не обеспечивает значительного уменьшения массы тепловой защиты.It should be noted that when using modern highly efficient fuels having a combustion temperature of ≥4000 K, thermal degradation and chemical entrainment due to interaction with N ₂ , H ₂ , O ₂ and other chemical compounds become the predominant mechanism of ablation of heat-protective materials, therefore, the decrease in the content of only oxidizing elements in combustion products does not provide a significant reduction in the mass of thermal protection.

Задачей предлагаемого технического решения является разработка ракетного двигателя на твердом топливе, имеющем высокую температуру сгорания, в котором коэффициент весового совершенства (пассивная масса конструкции) будет уменьшен путем снижения массы тепловой защиты, т.е. массы конструкции, и таким образом повышение баллистической эффективности применения РДТТ и возможности использования существующих материалов ТЗП во вновь разрабатываемых двигателях. The objective of the proposed technical solution is to develop a solid propellant rocket engine having a high combustion temperature in which the coefficient of weight perfection (passive mass of the structure) will be reduced by reducing the mass of thermal protection, i.e. the mass of the structure, and thus increase the ballistic efficiency of the use of solid propellant rocket engines and the possibility of using existing materials of the technical specifications in the newly developed engines.

Поставленная задача решается заявленной конструкцией ракетного двигателя твердого топлива. Двигатель содержит камеру сгорания, имеющую цилиндрический участок, переднее и заднее днища, заряд топлива, скрепленный с камерой сгорания и состоящий из двух частей, сопло с теплозащитным покрытием и утопленной частью, расположенной достаточно близко от поверхности заряда. Заряд топлива разделен на две части эластичной мембраной, установленной вблизи утопленной части сопла, при этом часть заряда, размещенная между передним днищем и эластичной мембраной, выполнена из топлива, имеющего высокую температуру горения, а часть заряда, находящаяся между задним днищем и эластичной мембраной, изготовлена из топлива, имеющего более низкую температуру горения. Эта часть заряда топлива имеет, по крайней мере, одну проточку, расположенную вблизи эластичной мембраны. Утопленная часть сопла, заднее днище и часть заряда из топлива с низкой температурой горения образуют кольцевой канал, площадь проходного сечения которого непрерывно изменяется от заднего днища до лобовой точки утопленной части сопла. Закон изменения площади зависит от разности температуры сгорания частей заряда, времени работы двигателя и использования ПУС. The problem is solved by the claimed design of a rocket engine of solid fuel. The engine comprises a combustion chamber having a cylindrical portion, front and rear bottoms, a fuel charge bonded to the combustion chamber and consisting of two parts, a nozzle with a heat-shielding coating and a recessed part located close enough to the surface of the charge. The fuel charge is divided into two parts by an elastic membrane installed near the recessed part of the nozzle, while the part of the charge placed between the front bottom and the elastic membrane is made of fuel having a high combustion temperature, and the part of the charge located between the rear bottom and the elastic membrane is made from a fuel having a lower combustion temperature. This part of the fuel charge has at least one groove located near the elastic membrane. The recessed part of the nozzle, the rear bottom and part of the charge of fuel with a low combustion temperature form an annular channel, the passage area of which continuously varies from the rear bottom to the frontal point of the recessed part of the nozzle. The law of change in area depends on the difference in the temperature of the combustion of the parts of the charge, the time of the engine and the use of the CCP.

Топливо с низкой температурой горения может представлять собой материал, при нагреве которого образуются газообразные продукты, температура которых ниже температуры горения части заряда топлива, расположенной между передним днищем и манжетой, не менее чем в два раза. Fuel with a low combustion temperature can be a material, upon heating of which gaseous products are formed whose temperature is not less than two times lower than the combustion temperature of the part of the fuel charge located between the front bottom and cuff.

Предложенная конструкции позволяет создавать в канале над утопленной частью сопла направленное течение продуктов сгорания топлива, имеющее значительно более низкую температуру, чем продукты сгорания топлива с высокой температурой горения, в течение всего времени работы двигателя. Низкотемпературные продукты сгорания обтекают часть заднего днища, наружную и внутреннюю стенки утопленной части, критическое сечение и сверхзвуковую часть сопла и обеспечивают снижение тепловых потоков и уменьшение концентрации соединений, вызывающих химический унос от стенок сопла и заднего днища при работе РДТТ. При этом проточка у границы части заряда топлива с низкой температурой горения формирует кольцевую струю, направленную под углом к основному потоку продуктов сгорания топлива с высокой температурой горения, обеспечивающую устойчивое течение продуктов сгорания топлива с низкой температурой горения, что увеличивает длину защищаемой стенки сопла. The proposed design makes it possible to create in the channel above the recessed part of the nozzle a directed flow of fuel combustion products having a significantly lower temperature than the combustion products of fuel with a high combustion temperature during the entire operation of the engine. Low-temperature combustion products flow around part of the rear bottom, the outer and inner walls of the recessed part, the critical section and the supersonic part of the nozzle and provide a reduction in heat fluxes and a decrease in the concentration of compounds that cause chemical entrainment from the walls of the nozzle and the back bottom during operation of the solid propellant. In this case, a groove at the boundary of a part of a fuel charge with a low combustion temperature forms an annular stream directed at an angle to the main flow of fuel products with a high combustion temperature, which ensures a steady flow of fuel products with a low combustion temperature, which increases the length of the nozzle wall to be protected.

Сущность изобретения, поясняется чертежом, на котором изображен общий вид предлагаемой конструкции РДТТ. The invention is illustrated in the drawing, which shows a General view of the proposed design of solid propellant rocket motors.

Двигатель состоит из камеры сгорания 1, имеющей цилиндрический участок и переднее и заднее днища. В камере расположен прочно скрепленный с ней заряд твердого топлива, состоящий из двух частей 2, 3. Часть 2 - это заряд топлива с высокой температурой горения, а часть 3 - с более низкой температурой горения (не превышающей 3000 К). Между собой они разделены эластичной мембраной 4, установленной вблизи утопленной части 5 сопла 6. Часть заряда 3 из топлива с низкой температурой горения имеет по крайней мере одну проточку 7. Утопленная часть 5 сопла 6, поверхность, обращенная к соплу части заряда 3, и заднее днище камеры 1 образуют канал 8, имеющий переменную площадь проходного сечения. Этот канал обеспечивает формирование низкотемпературного слоя продуктов сгорания части заряда топлива 3 и имеет длину, приблизительно равную длине утопленной части сопла. Твердое топливо поджигается воспламенительным устройством 9. The engine consists of a combustion chamber 1 having a cylindrical section and front and rear bottoms. In the chamber there is a solid fuel charge firmly bonded to it, consisting of two parts 2, 3. Part 2 is a charge of fuel with a high combustion temperature, and part 3 is a lower combustion temperature (not exceeding 3000 K). Between them they are separated by an elastic membrane 4, installed near the recessed part 5 of the nozzle 6. Part of the charge 3 from the fuel with a low combustion temperature has at least one groove 7. The recessed part 5 of the nozzle 6, the surface facing the nozzle of the charge part 3, and the back the bottom of the chamber 1 form a channel 8 having a variable passage area. This channel provides the formation of a low-temperature layer of combustion products of a portion of the fuel charge 3 and has a length approximately equal to the length of the recessed portion of the nozzle. Solid fuel is ignited by the igniter 9.

Двигатель работает следующим образом. После поджига воспламенительного устройства, установленного в камере сгорания, начинается горение частей заряда 2, 3. Образующиеся при горении части заряда 3 газы образуют два потока: один формируется течением в канале 8, второй - течением из проточки 7. Потоки смыкаются у лобовой точки утопленной части 5 сопла 6, после чего вдоль стенок заднего днища и сопла 6 начинается движение низкотемпературных продуктов сгорания, которые создают активную тепловую защиту конструкции РДТТ от воздействия высокотемпературных продуктов сгорания, содержащих конденсированную фазу, образующихся при сгорании части 2 заряда твердого топлива. The engine operates as follows. After ignition of the igniter installed in the combustion chamber, the combustion of the charge parts 2, 3 begins. The gases formed during the combustion of the charge part 3 form two flows: one is formed by the flow in channel 8, the second by the flow from the groove 7. The flows close at the frontal point of the recessed part 5 nozzle 6, after which along the walls of the rear bottom and nozzle 6 begins the movement of low-temperature combustion products, which create active thermal protection of the solid propellant structure from the effects of high-temperature combustion products containing the condensed phase resulting from the combustion portion 2 of the solid fuel charge.

Предложенное техническое решение прошло экспериментальную проверку на модельном РДТТ, подтвердив эффективность работы такого вида защиты стенок конструкции. The proposed technical solution was tested experimentally on a model solid propellant rocket motor, confirming the effectiveness of this type of protection of the walls of the structure.

Claims

1. A solid propellant rocket engine containing a combustion chamber having a cylindrical portion, front and rear bottoms, a two-part fuel charge bonded to a combustion chamber, and a nozzle with a heat-shielding coating and a recessed part located close enough to the charge surface, characterized in that the charge is divided into two parts by an elastic membrane installed near the recessed part of the nozzle, while the part of the charge placed between the front bottom and the elastic membrane is made of fuel having high combustion temperature, and the part of the charge located between the rear bottom and the elastic membrane is made of fuel with a low combustion temperature and has at least one groove located near the elastic membrane, the recessed part of the nozzle, the charge surface with a low combustion temperature and the back the bottom form an annular channel, the passage area of which is continuously changing from the rear bottom to the frontal point of the recessed part of the nozzle.

2. The rocket engine of solid fuel according to claim 1, characterized in that the part of the charge placed between the rear bottom and the elastic membrane is made of a material, when heated, gaseous products are formed, the temperature of which is not less than two times lower than the combustion temperature of the part of the charge fuel placed between the front bottom and the membrane.