RU2286475C2 - Solid-propellant rocket engine - Google Patents
Solid-propellant rocket engine Download PDFInfo
- 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
Links
Images
Landscapes
- Solid Fuels And Fuel-Associated Substances (AREA)
- Solid-Fuel Combustion (AREA)
- Air Bags (AREA)
Abstract
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
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:
- заряд всестороннего горения из баллиститного ТРТ:- comprehensive combustion charge from ballistic TPT:
- 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:
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
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)
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) |
-
2005
- 2005-01-11 RU RU2005100546/06A patent/RU2286475C2/en not_active IP Right Cessation
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 |