RU2323364C1 - Регулируемый ракетный двигатель твердого топлива - Google Patents
Регулируемый ракетный двигатель твердого топлива Download PDFInfo
- Publication number
- RU2323364C1 RU2323364C1 RU2006123586/06A RU2006123586A RU2323364C1 RU 2323364 C1 RU2323364 C1 RU 2323364C1 RU 2006123586/06 A RU2006123586/06 A RU 2006123586/06A RU 2006123586 A RU2006123586 A RU 2006123586A RU 2323364 C1 RU2323364 C1 RU 2323364C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- combustion chamber
- pickup
- control unit
- electronic computer
- pressure
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области авиационной и ракетной техники и может быть использовано в управляемых летательных аппаратах. Регулируемый ракетный двигатель твердого топлива содержит камеру сгорания, сопло, заряд твердого топлива, датчик давления, вмонтированный в камеру сгорания, бортовую электронную вычислительную машину, узел управления тягой, содержащий исполнительный механизм, и узел гидрогашения. Камера сгорания содержит установленный в ее днище воспламенитель и датчик температуры. Узел гидрогашения содержит форсунку, датчик расхода, электромагнитный клапан, установленный на напорной линии трубопровода, пневмогидроаккумулятор, часть корпуса которого заполнена жидким хладагентом, а другая часть - твердым топливом, и датчик давления жидкого хладагента. На штоке исполнительного механизма узла управления тягой установлен датчик перемещения. Двигатель имеет две подсистемы регулирования. Первая подсистема включает исполнительный механизм узла управления тягой, датчики давления и температуры, вмонтированные в корпус камеры сгорания, и датчик перемещения, установленный на штоке исполнительного механизма узла управления тягой. Все датчики первой подсистемы связаны с бортовой электронной вычислительной машиной. Вторая подсистема регулирования включает пневмогидроаккумулятор узла гидрогашения, а также датчики давления жидкого хладагента и расхода узла гидрогашения. Датчики давления жидкого хладагента и расхода узла гидрогашения связаны с бортовой электронной вычислительной машиной. Изобретение позволяет регулировать величину тяги ракетного двигателя твердого топлива и обеспечить надежное его выключение. 2 ил.
Description
Изобретение относится к области авиационной и ракетной техники и может быть использовано в управляемых летательных аппаратах.
Известный ракетный двигатель (патент RU №2171389, кл. 7 F02K 9/80 опубликован 2001.07.27), содержащий корпус, заряд, сопло, гидравлический узел, стакан, поршень, жидкий хладагент, форсуночный блок, регулируемый дроссель.
Недостатки этой схемы:
- заключаются в том, что в данном техническом решении можно только выключать двигатель;
- сложность изготовления движущихся деталей, находящихся в высокотемпературном потоке;
- обеспечение необходимого зазора в сопрягающихся местах.
Ракетный двигатель по патенту RU №2088788, кл. F02K 9/92, опублик. 1997.08.27 содержит обойму, установленную на сопловом блоке, зафиксированную относительно корпуса крепежными элементами, фланец обоймы имеет заходный конус, обеспечивающий центрирование обоймы относительно корпуса соплового блока. Конус формирует в процессе отсечки тяги из выступающего внутрь корпуса пакета колец круговой клин, образующий вместе с корпусом самотормозящую кинематическую пару.
Недостаток этой схемы состоит в том, что невозможно регулировать тягу двигателя.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению по технической сущности и достигаемому техническому результату является управляемый ракетный двигатель по патенту США №3059425 [Петренко В.И. и др. "РДТТ с регулируемым модулем тяги", Миасс, Издательство ГРЦ "КБ им. Академика В.П.Макеева", 1994, с.209-210, рис.7.14], который состоит из камеры сгорания, центрального тела, критического сопла и системы управления.
Недостаток этой схемы в том что, останов двигателя не эффективен.
Но общий недостаток этих схемных решений заключается в том, что они позволяют либо выключать двигатель или регулировать.
Задачей изобретения является повышение качества регулирования величины тяги и надежного останова двигателя.
Поставленная задача достигается тем, что регулируемый ракетный двигатель твердого топлива, содержащий камеру сгоранию, сопло, заряд твердого топлива, датчик давления, вмонтированный в камеру сгорания, бортовую электронную вычислительную машину и узел управления тягой, содержащий исполнительный механизм, в отличие от прототипа содержит датчик температуры, вмонтированный в камеру сгорания, воспламенитель, установленный в днище камеры сгорания, и узел гидрогашения, содержащий форсунку, находящуюся в камере сгорания, датчик расхода и электромагнитный клапан, установленный на напорной линии трубопровода, пневмогидроаккумулятор, часть корпуса которого заполнена жидким хладагентом, а другая часть - твердым топливом, и датчик давления жидкого хладагента, установленный в корпусе пневмогидроаккумулятора, при этом на штоке исполнительного механизма узла управления тягой установлен датчик перемещения, а двигатель имеет две подсистемы регулирования, первая из которых включает исполнительный механизм узла управления тягой, датчики давления и температуры, вмонтированные в корпус камеры сгорания, и датчик перемещения, установленный на штоке исполнительного механизма узла управления тягой, при этом все датчики связаны с бортовой электронной вычислительной машиной, а вторая подсистема регулирования включает пневмогидроаккумулятор узла гидрогашения, а также датчики давления жидкого хладагента и расхода узла гидрогашения, при этом датчики давления жидкого хладагента и расхода узла гидрогашения связаны с бортовой электронной вычислительной машиной.
Сущность изобретения поясняется чертежами.
На фиг.1 представлена принципиальная схема предложенного ракетного двигателя твердого топлива, в отличие от прототипа состоящая из двух подсистем регулирования (первая подсистема регулирования состоит из управления критическим сечением сопла, а вторая подсистема из системы гашения твердого топлива вводом жидкого хладагента). На фиг.2 представлена принципиальная схема гашения твердого топлива жидким хладагентом.
Первая подсистема регулирования содержит камеру 1 сгорания с размещенным в ней зарядом твердого топлива 2, исполнительным механизмом 3 управляет критическим сечением сопла 4 ракетного двигателя, датчик перемещения 5 закреплен на штоке исполнительного механизма, узел гидрогашения 6, датчик температуры 7 и датчик давления 8 вмонтированы в корпус камеры сгорания 1, датчики обратной связи 9 и 10 связаны с бортовой электронной вычислительной машины 11, воспламенитель 12 установлен в днище камеры сгорания.
Вторая подсистема регулирования содержит узел гидрогашения 6, включающий форсунку 13, которая вмонтирована в корпус камеры сгорания, датчик расхода 14, установленный на напорной линии трубопровода 15, клапан электромагнитный 16, пневмогидроаккумулятор 17, который включает датчик давления 18, жидкий хладагент 19, твердое топливо 20, и бортовую электронную вычислительную машину 11 (фиг.2).
Работает ракетный двигатель твердого топлива следующим образом.
Первая подсистема регулирования работает следующим образом (фиг.1). После запуска двигателя при помощи воспламенителя 12 бортовая электронная вычислительная машина 11 по заданному сигналу принимает показания датчика перемещения 5, датчика температуры 7, датчика давления 8 сравнивает их значения с заданными. Бортовая электронная вычислительная машина 11 по заданному закону подает команды на управление исполнительным механизмом 3, который управляет центральным телом. С увеличением или падением давления в камере сгорания исполнительный механизм 3 по команде от бортовой электронной вычислительной машины 11 поддерживает заданное значение давления в камере сгорания. Сбор информации собирается с датчиков 5, 7, 8 посредством бортовой электронной вычислительной машины 11.
Вторая подсистема регулирования ракетного двигателя твердого топлива многократного включения (останов двигателя) работает следующим образом (фиг.2).
По команде от бортовой электронной вычислительной машины 11 пневмогидроаккумулятор 17 при воспламенении заряда 20 создает определенное давление, равное впрыску, которое заранее рассчитано и заложено в программу бортовой электронной вычислительной машины 11. По заданному закону и после сигнала от датчика давления 18 фиксируют на бортовой электронной вычислительной машины 11 момент готовности узла гидрогашения 6 к работе, после чего от бортовой электронной вычислительной машины 11 подают сигнал на открытие электромагнитного клапана 16, и через форсунку 13 жидкий хладагент 19 по напорной линии трубопровода 15 поступает в камеру сгоранию ракетного двигателя. Отключение электромагнитного клапана 16 происходит по команде от бортовой электронной вычислительной машины 11, расход жидкости измеряется датчиком расхода 14, подача жидкого хладагента 19 в камеру сгорания осуществляет по заданному закону, который заложен в бортовой электронной вычислительной машине, т.е. порция впрыска от 100...3000 г.
Заявленное изобретение позволяет качественно регулировать величину тяги и обеспечивает надежное выключение ракетного двигателя твердого топлива.
Claims (1)
- Регулируемый ракетный двигатель твердого топлива, содержащий камеру сгорания, сопло, заряд твердого топлива, датчик давления, вмонтированный в камеру сгорания, бортовую электронную вычислительную машину и узел управления тягой, содержащий исполнительный механизм, отличающийся тем, что содержит датчик температуры, вмонтированный в камеру сгорания, воспламенитель, установленный в днище камеры сгорания, и узел гидрогашения, содержащий форсунку, находящуюся в камере сгорания, датчик расхода и электромагнитный клапан, установленный на напорной линии трубопровода, пневмогидроаккумулятор, часть корпуса которого заполнена жидким хладагентом, а другая часть твердым топливом, и датчик давления жидкого хладагента, установленный в корпусе пневмогидроаккумулятора, при этом на штоке исполнительного механизма узла управления тягой установлен датчик перемещения, а двигатель имеет две подсистемы регулирования, первая из которых включает исполнительный механизм узла управления тягой, датчики давления и температуры, вмонтированные в корпус камеры сгорания, и датчик перемещения, установленный на штоке исполнительного механизма узла управления тягой, при этом все датчики связаны с бортовой электронной вычислительной машиной, а вторая подсистема регулирования включает пневмогидроаккумулятор узла гидрогашения, а также датчики давления жидкого хладагента и расхода узла гидрогашения, при этом датчики давления жидкого хладагента и расхода узла гидрогашения связаны с бортовой электронной вычислительной машиной.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2006123586/06A RU2323364C1 (ru) | 2006-07-03 | 2006-07-03 | Регулируемый ракетный двигатель твердого топлива |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2006123586/06A RU2323364C1 (ru) | 2006-07-03 | 2006-07-03 | Регулируемый ракетный двигатель твердого топлива |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2006123586A RU2006123586A (ru) | 2008-01-10 |
| RU2323364C1 true RU2323364C1 (ru) | 2008-04-27 |
Family
ID=39019924
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2006123586/06A RU2323364C1 (ru) | 2006-07-03 | 2006-07-03 | Регулируемый ракетный двигатель твердого топлива |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2323364C1 (ru) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102072817A (zh) * | 2010-11-25 | 2011-05-25 | 西北工业大学 | 一种恒流式时序控制点火装置及控制方法 |
| RU2443895C1 (ru) * | 2010-09-02 | 2012-02-27 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" | Регулируемый ракетный двигатель твердого топлива |
| RU2477810C1 (ru) * | 2011-08-05 | 2013-03-20 | Открытое акционерное общество "ФНПЦ "Алтай" | Способ гашения работающего рдтт при испытаниях и установка для его осуществления |
| RU2559903C1 (ru) * | 2014-08-06 | 2015-08-20 | Публичное акционерное общество "Научно-производственное объединение "Искра"(ПАО"НПО"Искра") | Установка для гашения работающего ракетного двигателя твердого топлива при испытаниях в газодинамической трубе |
| RU2718106C1 (ru) * | 2019-01-31 | 2020-03-30 | ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ "Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого" МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ | Ракетная двигательная установка с устройством диспергирования твёрдого топлива |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112147268B (zh) * | 2020-09-03 | 2022-08-19 | 西安近代化学研究所 | 一种无损制备固体推进剂熄火表面的装置与方法 |
-
2006
- 2006-07-03 RU RU2006123586/06A patent/RU2323364C1/ru not_active IP Right Cessation
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2443895C1 (ru) * | 2010-09-02 | 2012-02-27 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" | Регулируемый ракетный двигатель твердого топлива |
| CN102072817A (zh) * | 2010-11-25 | 2011-05-25 | 西北工业大学 | 一种恒流式时序控制点火装置及控制方法 |
| CN102072817B (zh) * | 2010-11-25 | 2012-05-16 | 西北工业大学 | 一种恒流式时序控制点火装置及控制方法 |
| RU2477810C1 (ru) * | 2011-08-05 | 2013-03-20 | Открытое акционерное общество "ФНПЦ "Алтай" | Способ гашения работающего рдтт при испытаниях и установка для его осуществления |
| RU2559903C1 (ru) * | 2014-08-06 | 2015-08-20 | Публичное акционерное общество "Научно-производственное объединение "Искра"(ПАО"НПО"Искра") | Установка для гашения работающего ракетного двигателя твердого топлива при испытаниях в газодинамической трубе |
| RU2718106C1 (ru) * | 2019-01-31 | 2020-03-30 | ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ "Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого" МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ | Ракетная двигательная установка с устройством диспергирования твёрдого топлива |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2006123586A (ru) | 2008-01-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2323364C1 (ru) | Регулируемый ракетный двигатель твердого топлива | |
| CN105008698B (zh) | 燃气发动机的排气控制装置 | |
| CN102108909B (zh) | 缸内喷射式内燃机的控制装置 | |
| CN100432401C (zh) | 确定内燃机内燃料的十六烷值的方法 | |
| CN101438049B (zh) | 具有用于喷射器点火操作的算法控制的前瞻定时的燃料喷射器 | |
| US5394690A (en) | Constant pressure, variable thrust bipropellant engine | |
| US20100162684A1 (en) | Aircraft nozzle | |
| CN101861456A (zh) | 双燃料发动机控制单元 | |
| CN114291299B (zh) | 固液双模式姿轨控动力系统及其控制方法 | |
| KR101483958B1 (ko) | 가스 매체에 대한 압력 조절기 | |
| CA1089305A (en) | Engine emission control system | |
| CN101900044A (zh) | 执行碳罐净化及空燃比估计参数的匹配的方法 | |
| RU2438031C2 (ru) | Способ управления расходом топлива в форсажную камеру сгорания газотурбинного двигателя | |
| US10781762B2 (en) | Control system for variable displacement engine | |
| CN108150298A (zh) | 操作发动机总成的方法 | |
| CN103459813B (zh) | 十六烷值推定装置 | |
| RU2709117C1 (ru) | Твёрдотопливная двигательная установка многократного включения и способ ее многократного включения | |
| US3060684A (en) | Control for missile having a plurality of jet engines | |
| CN102458774B (zh) | 一种用于紧固构件的具有燃料喷射器的紧固工具 | |
| RU2443895C1 (ru) | Регулируемый ракетный двигатель твердого топлива | |
| RU2315883C1 (ru) | Способ управления подачей топлива в форсажную камеру газотурбинного двигателя | |
| TW467998B (en) | Regulation method for fuel injection system | |
| RU2125656C1 (ru) | Устройство автоматического дозирования топлива в силовых установках летательных аппаратов | |
| US4509325A (en) | Turbine engine cold temperature starting system | |
| RU2122133C1 (ru) | Пороховой аккумулятор давления |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20080704 |