RU2286475C2 - Solid-propellant rocket engine - Google Patents

Solid-propellant rocket engine Download PDF

Info

Publication number
RU2286475C2
RU2286475C2 RU2005100546/06A RU2005100546A RU2286475C2 RU 2286475 C2 RU2286475 C2 RU 2286475C2 RU 2005100546/06 A RU2005100546/06 A RU 2005100546/06A RU 2005100546 A RU2005100546 A RU 2005100546A RU 2286475 C2 RU2286475 C2 RU 2286475C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
charge
solid
propellant rocket
igniter
rocket engine
Prior art date
Application number
RU2005100546/06A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2005100546A (en
Inventor
ков Алексей Васильевич Козь (RU)
Алексей Васильевич Козьяков
Владимир Федорович Молчанов (RU)
Владимир Федорович Молчанов
Виталий Иванович Колесников (RU)
Виталий Иванович Колесников
Василий Тихонович Никитин (RU)
Василий Тихонович Никитин
Original Assignee
Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов"
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 "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" filed Critical Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов"
Priority to RU2005100546/06A priority Critical patent/RU2286475C2/en
Publication of RU2005100546A publication Critical patent/RU2005100546A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2286475C2 publication Critical patent/RU2286475C2/en

Links

Images

Landscapes

  • Solid Fuels And Fuel-Associated Substances (AREA)
  • Solid-Fuel Combustion (AREA)
  • Air Bags (AREA)

Abstract

FIELD: rocketry; solid-propellant engines.
SUBSTANCE: invention can be used at designing, developing and manufacturing of solid-propellant rocket engines. Proposed rocket engine contains body with fitted-in insert channel unrestricted burning charge and igniter arranged from side of charge front end face. Thin-walled diaphragm made of combustible material is installed behind rear end face of charge. Through cuts are made over periphery of diaphragm.
EFFECT: improved reliability of ignition of solid-propellant charge, and weight-and-dimension and performance characteristics of solid-propellant rocket engine.
2 cl, 4 dwg

Description

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ).The invention relates to the field of rocket technology and can be used in the design, development and manufacture of solid propellant rocket engines (solid propellant rocket engines).

Одной из насущных задач проектирования и отработки РДТТ является создание благоприятных условий для надежного воспламенения (зажжения) зарядов твердого ракетного топлива (ТРТ) и обеспечения устойчивого выхода РДТТ на рабочий режим. Выполнение этой задачи особенно важно при условии высоких тепловых потерь в начальный период работы двигателя, например, в конструкциях кратковременно работающих РДТТ, как правило, не оснащенных специальной тепловой защитой корпуса.One of the urgent tasks of the design and development of solid propellant rocket engines is to create favorable conditions for reliable ignition (ignition) of solid rocket fuel (TRT) charges and to ensure a stable output of solid propellant rocket engines in operating mode. The fulfillment of this task is especially important under the condition of high heat losses in the initial period of engine operation, for example, in designs of short-time solid propellant motors that are usually not equipped with special thermal protection for the housing.

Решение таких задач в той или иной степени отражено в патентах: RU 2053401, RU 2170842, RU 2185522, RU 2212557, RU 2211356, US 3564845, US 4503773, RU 2170842. В наиболее близкой к патентуемой конструкции (Фиг.1) по пат. RU 2053401 от 27.01.96 г. (прототип) частично реализуется (за счет перекрытия канала заряда со стороны передней крышки РДТТ) подход, направленный на максимальное использование тепловой энергии воспламенителя по прямому назначению - для зажжения заряда ТРТ и сведению к минимуму бесполезного рассеивания энергии. Однако, несмотря на определенную эффективность указанного технического решения, оно обладает существенным недостатком, а именно: эффективность конструкции прототипа за счет частичной локализации продуктов сгорания (п.с.) воспламенителя, как правило, дымного пороха (в т.ч. к-фазы) в ограниченном объеме вблизи передней крышки двигателя ухудшает условия воспламенения поверхностей (наружной, канала) заряда ТРТ. Указанный недостаток конструкции прототипа особенно существенен в РДТТ большого удлинения. В этом случае, частично очищенные от к-фазы п.с. дымного пороха при движении по зазору «заряд-корпус РДТТ» интенсивно теряют температуру и практически не способны воспламенить заряд ТРТ.The solution of such problems to one degree or another is reflected in the patents: RU 2053401, RU 2170842, RU 2185522, RU 2212557, RU 2211356, US 3564845, US 4503773, RU 2170842. In the closest to the patented design (Figure 1) according to US Pat. RU 2053401 dated January 27, 1996 (prototype) is partially implemented (due to the closure of the charge channel from the front cover of the solid propellant rocket motor) an approach aimed at maximizing the use of thermal energy of the igniter for its intended purpose - to ignite the charge of the TRT and minimize unnecessary energy dissipation. However, despite the certain effectiveness of the indicated technical solution, it has a significant drawback, namely: the efficiency of the prototype design due to the partial localization of the combustion products (ps) of the igniter, as a rule, of gunpowder (including k-phase) in a limited volume near the front cover of the engine worsens the conditions of ignition of the surfaces (outer channel) of the TRT charge. The specified disadvantage of the design of the prototype is especially significant in solid propellant rocket engines of large elongation. In this case, partially purified from the k-phase smoke powder when moving along the gap “charge-housing solid propellant rocket motors” intensively lose temperature and are practically not able to ignite the charge TRT.

Технической задачей изобретения является создание конструкции РДТТ с высокой надежностью воспламенения заряда (запуска РДТТ), с улучшенными весогабаритными и эксплуатационными характеристиками.An object of the invention is the creation of the design of solid propellant rocket motors with high reliability of ignition of the charge (launch solid propellant rocket motors), with improved weight and size and operational characteristics.

Сущность патентуемого технического решения поясняется на фиг.1, 2, 3, 4.The essence of the patented technical solution is illustrated in figure 1, 2, 3, 4.

Фиг.1. Конструкция прототипа:Figure 1. Prototype design:

1 - корпус с сопловым блоком;1 - housing with nozzle block;

2 - заряд;2 - charge;

3 - воспламенитель;3 - igniter;

4 - мембрана.4 - membrane.

Фиг.2. Характер распространения продуктов сгорания воспламенителя в конструкции прототипа:Figure 2. The nature of the distribution of the products of combustion of the igniter in the design of the prototype:

1 - корпус с сопловым блоком;1 - housing with nozzle block;

2 - заряд;2 - charge;

3 - воспламенитель;3 - igniter;

4 - мембрана;4 - membrane;

5 - к-фаза п.с.5 - k-phase ps

Фиг.3. Патентуемая конструкция РДТТ:Figure 3. Patented design of solid propellant rocket motors:

1 - корпус с сопловым блоком;1 - housing with nozzle block;

2 - заряд;2 - charge;

3 - воспламенитель;3 - igniter;

4 - мембрана.4 - membrane.

Фиг.4 Характер распространения продуктов сгорания воспламенителя в патентуемой конструкции:Figure 4 The nature of the distribution of the products of combustion of the igniter in the patented design:

1 - корпус с сопловым блоком;1 - housing with nozzle block;

2 - заряд;2 - charge;

3 - воспламенитель;3 - igniter;

4 - мембрана;4 - membrane;

5 - к-фаза п.с.5 - k-phase ps

Технический результат изобретения заключается в выполнении ракетного двигателя твердого топлива (Фиг.3), содержащего корпус с сопловым блоком 1 с размещенным в нем вкладным канальным зарядом 2 всестороннего горения и воспламенитель 3, расположенный со стороны переднего торца заряда, при этом двигатель оснащен тонкостенной мембраной 4, установленной непосредственно за задним торцом заряда, перекрывающей канал и, полностью или частично, зазор между корпусом двигателя и наружной поверхностью заряда.The technical result of the invention consists in the execution of a solid fuel rocket engine (Figure 3), comprising a housing with a nozzle block 1 with an all-round insertion channel charge 2 placed therein and an igniter 3 located on the front of the front end of the charge, while the engine is equipped with a thin-walled membrane 4 installed directly behind the rear end of the charge, overlapping the channel and, in whole or in part, the gap between the engine housing and the outer surface of the charge.

При этом мембрана выполнена из сгораемого материала, например полиэтилена, в виде диска, по периферии которого выполнены сквозные прорези.In this case, the membrane is made of combustible material, for example polyethylene, in the form of a disk, on the periphery of which there are through slots.

Сущность изобретения заключается в торможении потока п.с. воспламенителя как в зазоре, так и в канале, у заднего торца заряда ТРТ. Это позволяет увеличить время пребывания п.с. воспламенителя над воспламеняемыми поверхностями (наружная поверхность, поверхность канала заряда) и высадить на поверхность заряда существенную часть к-фазы (раскаленных «жгучих частиц». "Жгучие частицы" - применительно к дымному пороху, в основном используемому для воспламенения зарядов из баллиститных твердых ракетных топлив, - сульфиды калия, частицы углерода, недогоревшие частицы самого дымного пороха) и тем самым обеспечить эффективное воспламенение заряда.The invention consists in the inhibition of the flow ps igniter both in the gap and in the channel, at the rear end of the TRT charge. This allows you to increase the stay time igniter over flammable surfaces (outer surface, surface of the charge channel) and drop on the surface of the charge a substantial part of the k-phase (incandescent “burning particles.” “Burning particles” - in relation to smoke powder, mainly used to ignite charges from ballistic solid rocket fuels , - potassium sulfides, carbon particles, unburned particles of the smoky powder itself) and thereby ensure effective ignition of the charge.

При отсутствии мембраны за задним торцом заряда основная часть к-фазы «пролетает» над поверхностями заряда ТРТ, не контактируя с ними, в предсопловый объем и далее через сопловый блок РДТТ. Выполнение у мембраны периферийных прорезей позволяет регулировать уровень максимального пика давления в двигателе в момент воспламенения, практически не снижая эффективность высадки к-фазы п.с. воспламенителя.In the absence of a membrane behind the rear end of the charge, the main part of the k-phase “flies” over the TPT charge surfaces, without contacting them, into the pre-nozzle volume and then through the nozzle block of the solid propellant. The implementation of the peripheral slots at the membrane allows you to adjust the level of the maximum peak pressure in the engine at the time of ignition, practically without reducing the efficiency of the landing K-phase PS igniter.

Реализуемое техническое решение позволяет более эффективно использовать навеску воспламенительного состава по прямому назначению - для зажжения заряда и уменьшить бесполезное рассеивание тепловой энергии воспламенителя. Это, в свою очередь, позволяет улучшить весогабаритные характеристики РДТТ за счет уменьшения массы воспламенительной навески. Кроме того, оно способствует уменьшению дымового хлопка РДТТ в начальный период (за счет уменьшения выброса к-фазы воспламенителя), что существенно повышает надежность наведения на цель управляемых ракет.The implemented technical solution allows more efficient use of a sample of igniter for its intended purpose - to ignite the charge and reduce the useless dissipation of thermal energy of the igniter. This, in turn, allows to improve the weight and size characteristics of solid propellant rocket motors by reducing the mass of the igniter. In addition, it helps to reduce the smoke pop of solid propellant rocket engines in the initial period (by reducing the emission of the k-phase of the igniter), which significantly increases the reliability of guidance of guided missiles at the target.

Существенными отличительными признаками патентуемого изобретения являются установка тонкостенной сгораемой мембраны за задним торцом заряда ТРТ и выполнение по периферии мембраны сквозных прорезей.Salient features of the patented invention are the installation of a thin-walled combustible membrane behind the rear end of the TPT charge and the execution of through slots on the membrane periphery.

Работоспособность патентуемой конструкции проверена в РДТТ со следующими параметрами:The performance of the patented design was tested in the solid propellant rocket engine with the following parameters:

- корпус- housing стальной, диаметр 125 ммsteel, diameter 125 mm

- заряд всестороннего горения из баллиститного ТРТ:- comprehensive combustion charge from ballistic TPT:

- длина- length 150 мм150 mm - наружный диаметр- outside diameter 116 мм116 mm - диаметр канала- channel diameter 50 мм50 mm - воспламенитель- igniter 1,5 г дымного пороха ДРП-2 в1.5 g of smoke powder DRP-2   пленочном пакетеfilm bag

- мембрана полиэтиленовый диск толщиной 1,0...1,2 мм- membrane polyethylene disk with a thickness of 1.0 ... 1.2 mm

- сквозные прорези по периферии мембраны:- through slots on the periphery of the membrane:

- длина- length 5...6 мм5 ... 6 mm - ширина прорези- slot width 1 мм1 mm - количество прорезей- number of slots 66

РДТТ включает корпус с сопловым блоком 1, размещенный в нем канальный заряд ТРТ всестороннего горения 2, а также воспламенитель 3, установленный со стороны переднего торца заряда, и мембрану 4 со стороны заднего торца заряда.The solid propellant rocket motor includes a housing with a nozzle block 1, a channel charge TRT of all-round combustion 2 placed therein, and an igniter 3 mounted on the front of the front end of the charge, and a membrane 4 on the side of the rear end of the charge.

РДТТ работает следующим образом: инициатором поджигается навеска воспламенителя, п.с. которой, перемещаясь вдоль наружной поверхности и поверхности канала заряда, воспламеняют их. При этом поток п.с. воспламенителя тормозится сгораемой мембраной, установленной у заднего торца заряда, что увеличивает осаждение к-фазы на поверхностях заряда и способствует более эффективному воспламенению последних и надежному выводу РДТТ на рабочий режим.The solid propellant rocket motor works as follows: the igniter hitch is ignited by the initiator, ps which, moving along the outer surface and the surface of the charge channel, ignite them. Moreover, the flow ps the igniter is inhibited by a combustible membrane installed at the rear end of the charge, which increases the deposition of the k-phase on the surfaces of the charge and contributes to a more efficient ignition of the latter and a reliable conclusion of the solid propellant rocket to the operating mode.

Положительный результат изобретения заключается в повышении эффективности РДТТ.A positive result of the invention is to increase the efficiency of solid propellant rocket motors.

Claims (2)

1. Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус с размещенным в нем вкладным канальным зарядом всестороннего горения, воспламенитель, расположенный со стороны переднего торца заряда, отличающийся тем, что за задним торцом заряда установлена тонкостенная мембрана из сгораемого материала, по периферии которой выполнены сквозные прорези.1. A rocket engine of solid fuel, comprising a housing with an all-round insertion channel charge placed inside it, an igniter located on the front of the front end of the charge, characterized in that a thin-walled membrane of combustible material is installed behind the rear end of the charge, along the periphery of which there are through slots. 2. Ракетный двигатель твердого топлива, отличающийся тем, что мембрана выполнена из полиэтилена.2. Rocket engine of solid fuel, characterized in that the membrane is made of polyethylene.
RU2005100546/06A 2005-01-11 2005-01-11 Solid-propellant rocket engine RU2286475C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2005100546/06A RU2286475C2 (en) 2005-01-11 2005-01-11 Solid-propellant rocket engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2005100546/06A RU2286475C2 (en) 2005-01-11 2005-01-11 Solid-propellant rocket engine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2005100546A RU2005100546A (en) 2006-06-20
RU2286475C2 true RU2286475C2 (en) 2006-10-27

Family

ID=36713887

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2005100546/06A RU2286475C2 (en) 2005-01-11 2005-01-11 Solid-propellant rocket engine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2286475C2 (en)

Also Published As

Publication number Publication date
RU2005100546A (en) 2006-06-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
WO2006046971A3 (en) Orbital engine
US5010728A (en) Solid fuel turbine engine
RU2286475C2 (en) Solid-propellant rocket engine
RU2493533C1 (en) Active jet projectile
RU165003U1 (en) DEVICE FOR STABILIZING A FLAME IN AN AFTER CHAMBER OF A TURBO-REACTIVE ENGINE
RU2383764C1 (en) Solid propellant rocket engine
RU2422663C1 (en) Solid-propellant rocket engine
CN109611215A (en) A kind of gasifier section quick started
RU2675983C1 (en) Cumulative-high-explosive charge engine
RU2443896C2 (en) Miniature solid propellant engine
US3726219A (en) Integral propellant case ramjet projectile
RU2378525C1 (en) Solid propellant rocket engine
RU2133864C1 (en) Solid-propellant rocket engine
RU2247254C1 (en) Solid-propellant rocket engine
FR2456934A1 (en) Intervention grenade, partic of tear-gas type - with igniting compsn. projecting into central channel running through pyrotechnic active block compsn.
US7117797B2 (en) Pyrotechnic charge structure
RU2251628C1 (en) Solid-propellant impulse rocket engine
SE520180C2 (en) Gas generator for a projectile and projectile
RU2493401C1 (en) Solid propellant rocket engine
RU2498100C1 (en) Solid propellant rocket engine
CN114858008B (en) Burner with two-side air outlet
RU129155U1 (en) FLAMMING DEVICE FOR SOLID FUEL ROCKET ENGINES
RU2260143C2 (en) Solid-propellant gas generator
RU2459969C1 (en) Solid-propellant charge for rocket engine of aircraft rocket
RU2016132749A (en) SOLID FUEL ROCKET ENGINE (OPTIONS)

Legal Events

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

Effective date: 20090112