RU2327051C1 - Ракетная двигательная установка на твердом топливе - Google Patents
Ракетная двигательная установка на твердом топливе Download PDFInfo
- Publication number
- RU2327051C1 RU2327051C1 RU2006139432/06A RU2006139432A RU2327051C1 RU 2327051 C1 RU2327051 C1 RU 2327051C1 RU 2006139432/06 A RU2006139432/06 A RU 2006139432/06A RU 2006139432 A RU2006139432 A RU 2006139432A RU 2327051 C1 RU2327051 C1 RU 2327051C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- nozzle
- combustion chamber
- steering gear
- stationary
- previous
- Prior art date
Links
Landscapes
- Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)
Abstract
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании твердотопливных двигательных установок для многоступенчатых ракет-носителей. Ракетная двигательная установка на твердом топливе содержит двигатели предыдущей и последующей ступеней, камеры сгорания которых разделены общим днищем, и поворотное сопло двигателя последующей ступени, вдвинутое в камеру сгорания, с рулевым приводом. В камере сгорания предыдущей ступени за срезом поворотного сопла, с зазором с ним, установлен стационарный раструб. Стационарный раструб соединен с общим днищем посредством обечайки с образованием между ней и стенками поворотного сопла замкнутой полости, в которой размещен рулевой привод. Стационарный раструб выполнен таким образом, что при отклонении поворотного сопла на максимальный угол его выходное сечение не выходит за пределы входного сечения стационарного раструба. Изобретение позволяет повысить надежность двигательной установки за счет обеспечения тепловой защиты рулевого привода. 1 ил.
Description
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании твердотопливных двигательных установок для многоступенчатых ракет-носителей.
Одним из направлений развития твердотопливного двигателестроения является создание двигательных установок, выполненных по интегральной схеме (совмещение днищ, размещение сопла последующей ступени в камере сгорания двигателя предыдущей ступени, размещение топлива двигателя предыдущей ступени в зоне сопла двигателя последующей ступени, внутри или вокруг него). При жестких габаритных ограничениях «интегральные» (совмещенные) схемы двигательных установок существенно повышают баллистическую эффективность ракеты по сравнению с применением классических схем двигателей (сокращение длины на ~10%, увеличение дальности полета за счет размещения дополнительного топлива на ~20%).
Известны двигательные установки на твердом топливе, выполненные по интегральной схеме (см. патенты США 3362165, 3385063, 4104878 и др.).
Наиболее близкой по конструктивным признакам является двигательная установка, приведенная в книге «Конструкции ракетных двигателей на твердом топливе», под ред. чл. - корр. РАН Л.Н.Лаврова, г.Москва, Машиностроение, 1993 г., стр.60. Установка содержит двигатели предыдущей и последующей ступеней, камеры сгорания которых разделены общим днищем, сопло двигателя последующей ступени, размещенное в камере сгорания двигателя предыдущей ступени.
При применении в двигателях последующих ступеней управляющих поворотных сопел перед разработчиками встает целый ряд проблем, связанных с размещением и тепловой защитой рулевого привода, т.к. привод в этом случае должен находиться в камере сгорания предыдущей ступени (в среде высокотемпературных газов Т~3500°С с наличием конденсированных частиц окислов металлов, давлением до Р=100 кгс/см2 и более). Тяжелые условия нахождения привода не гарантируют его сохранность в процессе работы двигателя предыдущей ступени, выполнение требуемых характеристик и тем самым снижают надежность конструкции управляющего сопла и двигательной установки в целом.
Технической задачей настоящего изобретения является повышение надежности работы двигательной установки за счет обеспечения тепловой защиты рулевого привода.
Технический результат достигается тем, что в двигательной установке на твердом топливе, содержащей двигатели предыдущей и последующей ступени, камеры сгорания которых разделены общим днищем, поворотное сопло двигателя последующей ступени, вдвинутое в камеру сгорания, с рулевым приводом, в камере сгорания предыдущей ступени за срезом поворотного сопла, с зазором с ним, установлен стационарный раструб, соединенный с общим днищем посредством обечайки с образованием между ней и стенками поворотного сопла замкнутой полости, в которой размещен рулевой привод, причем стационарный раструб выполнен таким образом, что при отклонении поворотного сопла на максимальный угол его выходное сечение не выходит за пределы входного сечения стационарного раструба, являясь как бы его продолжением по профилю.
Размещение за срезом поворотного сопла стационарного раструба несколько снижает управляющие усилия поворотного сопла, однако существенно повышает импульс тяги двигателя и одновременно исполняет функцию защитного кольцевого экрана при работе двигателя предыдущей ступени.
На чертеже изображен фрагмент двигательной установки в разрезе, которая содержит двигатель 1 предыдущей ступени и двигатель 2 последующей ступени, камеры сгорания которых разделены общим днищем 3. Двигатель последующей ступени имеет поворотное сопло 4. В камере сгорания предыдущей ступени за срезом поворотного сопла установлен стационарный раструб 5, скрепленный с общим днищем посредством обечайки 6, с образованием полости А. В полости А размещен рулевой привод 7. Полость А сообщена с камерой сгорания В двигателя предыдущей ступени через зазор δ.
Особенности работы двигательной установки заключаются в следующем. После включения двигателя предыдущей ступени газы из камеры сгорания этого двигателя через зазор δ поступают в полость А, где размещен рулевой привод, разгружая конструкцию от действия давления из камеры сгорания В.
Заполнив полость А за счет отдачи тепла в элементы конструкции температура газа снижается, создавая условия для сохранения работоспособности рулевого привода.
Таким образом, предложенная конструктивная схема двигательной установки позволяет обеспечить тепловую защиту рулевого привода поворотного сопла двигателя последующей ступени, повысить надежность работы двигательной установки в целом.
Claims (1)
- Ракетная двигательная установка на твердом топливе, содержащая двигатели предыдущей и последующей ступеней, камеры сгорания которых разделены общим днищем, поворотное сопло двигателя последующей ступени, вдвинутое в камеру сгорания, с рулевым приводом, отличающаяся тем, что в ней в камере сгорания предыдущей ступени за срезом поворотного сопла, с зазором с ним, установлен стационарный раструб, соединенный с общим днищем посредством обечайки с образованием между ней и стенками поворотного сопла замкнутой полости, в которой размещен рулевой привод, причем стационарный раструб выполнен таким образом, что при отклонении поворотного сопла на максимальный угол его выходное сечение не выходит за пределы входного сечения стационарного раструба.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2006139432/06A RU2327051C1 (ru) | 2006-11-07 | 2006-11-07 | Ракетная двигательная установка на твердом топливе |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2006139432/06A RU2327051C1 (ru) | 2006-11-07 | 2006-11-07 | Ракетная двигательная установка на твердом топливе |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2327051C1 true RU2327051C1 (ru) | 2008-06-20 |
Family
ID=39637438
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2006139432/06A RU2327051C1 (ru) | 2006-11-07 | 2006-11-07 | Ракетная двигательная установка на твердом топливе |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2327051C1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN110486189A (zh) * | 2019-08-30 | 2019-11-22 | 北京灵动飞天动力科技有限公司 | 一种多级固体火箭发动机 |
-
2006
- 2006-11-07 RU RU2006139432/06A patent/RU2327051C1/ru not_active IP Right Cessation
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN110486189A (zh) * | 2019-08-30 | 2019-11-22 | 北京灵动飞天动力科技有限公司 | 一种多级固体火箭发动机 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN101545416B (zh) | 固体火箭发动机 | |
RU2331784C2 (ru) | Импульсная детонационная система для газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель с такой системой | |
US10641169B2 (en) | Hybrid combustor assembly and method of operation | |
US7900436B2 (en) | Gas-generator augmented expander cycle rocket engine | |
US8776526B2 (en) | Motor with solid fuel installed within combustion chamber and vortex generator installed on inner wall of combustion chamber | |
EP2157306B1 (en) | Pulse detonation/deflagration apparatus and method for enhancing the production of detonation to deflagration waves | |
RU2265132C2 (ru) | Реактивная двигательная установка | |
US6644015B2 (en) | Turbojet with precompressor injected oxidizer | |
US9810153B2 (en) | Engine | |
US3535881A (en) | Combination rocket and ram jet engine | |
US5224344A (en) | Variable-cycle storable reactants engine | |
US8016211B2 (en) | Pintle-controlled propulsion system with external ring actuator | |
Besser | History of ducted rocket development at Bayern-Chemie | |
US3092963A (en) | Vector control system | |
US9726115B1 (en) | Selectable ramjet propulsion system | |
US6981365B1 (en) | Supersonic revolving nozzle | |
RU2327051C1 (ru) | Ракетная двигательная установка на твердом топливе | |
KR101494393B1 (ko) | 이중 추력 로켓 추진기관 | |
US2987881A (en) | Solid propellant power plant and fuel feed method | |
CN201165916Y (zh) | 固体火箭发动机 | |
US3040521A (en) | Thermal ignition rocket motor | |
RU2459971C1 (ru) | Ракета-носитель, жидкостный ракетный двигатель и блок сопел крена | |
RU2313683C1 (ru) | Реактивный двигатель | |
RU2455514C1 (ru) | Многоступенчатая ракета-носитель, жидкостный ракетный двигатель и блок сопел крена | |
Götz et al. | Application of non-toxic propellants for future launch vehicles |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20161108 |