RU2344309C1 - Ракетный двигатель твердого топлива - Google Patents
Ракетный двигатель твердого топлива Download PDFInfo
- Publication number
- RU2344309C1 RU2344309C1 RU2007113250/06A RU2007113250A RU2344309C1 RU 2344309 C1 RU2344309 C1 RU 2344309C1 RU 2007113250/06 A RU2007113250/06 A RU 2007113250/06A RU 2007113250 A RU2007113250 A RU 2007113250A RU 2344309 C1 RU2344309 C1 RU 2344309C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- charge
- nozzle
- solid
- section
- rocket engine
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Изобретение относится к ракетным двигателям твердого топлива. Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус, воспламенитель, сопловое днище с множеством сопел, расположенных по окружности, и прочно скрепленный с корпусом канальный заряд твердого топлива. Заряд имеет канал, переходящий в щелевую часть с множеством щелевых прорезей, каждая из которых обращена к сопловому днищу и выполнена с расширяющимся к торцу заряда участком. Длина расширяющегося участка составляет 1,5-1,7 от диаметра критического сечения сопла, а ширина этого участка на торце заряда составляет 0,9-1,1 от диаметра критического сечения сопла. Количество щелевых прорезей равняется количеству сопел, оси которых расположены в плоскостях симметрии щелевых прорезей, проходящих через ось ракетного двигателя. Изобретение позволяет повысить эффективность ракетного двигателя твердого топлива за счет повышения надежности и увеличения его максимального импульса для увеличения дальности полета ракеты. 2 ил.
Description
Предлагаемое изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетным двигателям твердого топлива, и может быть использовано в ракетах, ракетных снарядах.
Наиболее близкой к предлагаемому изобретению по ограничительным признакам является конструкция, представленная в патенте США №3180086, заявлено 20.03.1962 г., МКИ Кл. 60-35.6, опубликовано 27.04.65 г. [1], принимаемая авторами за прототип.
Конструкция прототипа представляет собой корпус, сопловое днище с множеством сопел, канальный заряд, прочно скрепленный с корпусом, воспламенитель, при этом сопловое днище защищено покрытием расчетной толщины, способным гореть, например порохом, которое при работе двигателя образует встречный газовый поток, т.н. "газовую подушку" и, противодействуя таким образом газовому потоку заряда, обеспечивает функционирование двигателя.
Достоинством этого ракетного двигателя является высокий коэффициент заполнения топливом, а также применение для защиты соплового днища "активного" покрытия, способного при горении увеличить энергомассовые характеристики двигателя.
К недостаткам рассматриваемого двигателя следует отнести следующее:
1. Для защиты соплового днища преимущественно используется низкоэнергетическое топливо.
2. Применение двух топлив усложняет конструкцию двигателя и технологию его изготовления.
3. Процесс горения покрытия сопровождается эрозионным эффектом, который характеризуется сдувом продуктов сгорания, находящихся в газовой фазе горения, приводящим к резкому увеличению скорости горения покрытия, что требует увеличения толщины, т.е. увеличения доли низкоэнергетического материала покрытия в объеме двигателя.
4. Как показали исследования, в связи с близостью сопел продукты сгорания покрытия под действием скоростного напора газового потока заряда уносятся, не успевая прореагировать, что увеличивает потери импульса двигателя.
5. Газовые потоки продуктов сгорания заряда и покрытия, встречаясь и взаимодействуя, являются источником возмущения газовой среды в двигателе, вызывая в ней акустические колебания, приводящие к недопустимым флуктуациям расчетных параметров двигателя - давления и тяги, и, в этой связи, к снижению надежности.
Указанные недостатки двигателя снижают его функциональную надежность и ограничивают область применения.
Задачей предлагаемого изобретения является повышение функциональной надежности двигателя твердого топлива, оснащенного зарядом канально-щелевой конструкции, и обеспечение его максимального импульса для увеличения дальности полета ракеты.
Технический результат достигается тем, что в ракетном двигателе твердого топлива, содержащем корпус, воспламенитель, сопловое днище с множеством сопел, расположенных по окружности, прочно скрепленный с корпусом канальный заряд твердого топлива имеет канал, переходящий в щелевую часть с множеством щелевых прорезей, каждая из которых обращена к сопловому днищу и выполнена с расширяющимся к торцу заряда участком, длина которого составляет 1,5-1,7 от диаметра критического сечения сопла, а ширина на торце заряда составляет 0,9-1,1 от диаметра критического сечения сопла, при этом количество щелевых прорезей равняется количеству сопел, оси которых расположены в плоскостях симметрии щелевых прорезей, проходящих через ось ракетного двигателя.
Сущность предлагаемого изобретения в том, что конструктивное исполнение каждой щелевой прорези с расширяющимся к торцу заряда участком снижает скорость потока газа на выходе из щелевой прорези, обеспечивая давление во фронте потока, равное установившемуся давлению в предсопловом объеме двигателя, что исключает появление воздействия диссонансных потоков в газовой среде на сопловое днище.
Расположение щелевых прорезей против каждого из сопел таким образом, что оси сопел располагаются в плоскостях симметрии щелевых прорезей, проходящих через ось двигателя, организует плавный вход газовых потоков из щелевых прорезей в сопла, исключающий появление возмущающих факторов, способных вызывать акустические колебания и акустические потери.
На фиг.1 представлен общий вид ракетного двигателя твердого топлива в разрезе, где:
1 - корпус;
2 - сопловое днище с множеством сопел;
3 - сопла;
4 - канально-щелевой заряд;
5 - воспламенитель;
6 - щелевая часть заряда;
7 - щелевые прорези;
8 - предсопловой объем.
На фиг.2 дан вид щелевой прорези, разрез А-А и даны обозначения:
3 - сопла;
7 - щелевые прорези;
ДК - диаметр критического сечения сопла;
LK - длина расширяющегося участка щелевой прорези;
LH - ширина расширяющегося участка щелевой прорези.
Двигатель по предлагаемому изобретению работает следующим образом.
После воспламенения заряда (4) газовый поток движется по каналу заряда и затем по щелевой части заряда (6), разбиваясь на потоки по числу щелевых прорезей (7), проходит по щелевым прорезям, движется в предсопловой объем (8), далее к сопловому днищу с множеством сопел (2) и к соплам (3).
В каждой щелевой прорези (7) в узкой ее части формируется плоский поток с повышенной скоростью, т.н. "тепловой нож", обладающий кумулятивным эффектом, но при движении на участке с расширением скорость газового потока постепенно уменьшается и к моменту достижения торца заряда параметры потока: скорость V, давление Р, температура Т становятся равными установившимся значениям этих параметров в предсопловом объеме двигателя.
Расположение осей сопел в плоскостях симметрии щелевых прорезей, проходящих через ось двигателя, создает условия для плавного входа газовых потоков в сопла без создания возмущающих факторов - источников акустических колебаний.
Ширина расширяющегося участка щелевых прорезей у торца LH по предлагаемому изобретению равна 0,9-1,1 от диаметра критического сечения сопла.
Если ширина расширяющегося участка щелевых прорезей LH у торца заряда будет меньше 0,9 от диаметра критического сечения сопла, появляется узконаправленный газовый поток с повышенными параметрами Р, Т, V, которые вызывают кумулятивный эффект.
Если ширина расширяющегося участка щелевых прорезей LH у торца заряда будет больше 1,1 от диаметра критического сечения сопла, то это повлечет за собой уменьшение массы топлива в заряде и, соответственно, импульса двигателя.
Длина расширяющегося участка щелевых прорезей (LK) по предлагаемому изобретению равна 1,5-1,7 от диаметра критического сечения и выбрана, исходя из обеспечения условия, способствующего снижению давления в газовом потоке в щелевых прорезях к моменту достижения торца заряда до величины, равной установившемуся давлению в предсопловом объеме двигателя, и является минимальной длиной.
Уменьшение длины расширяющегося участка щелевых прорезей (LK) ниже 1,5 от диаметра критического сечения сопла не обеспечивает полного расширения газового потока в пределах заряда, в связи с чем его параметры Р, Т, V на выходе из заряда остаются больше значений этих же параметров в сравнении с установившимися в предсопловом объеме двигателя, что сопряжено с возникновением кумулятивного эффекта.
Увеличение длины расширяющего участка щелевых прорезей (LK) более 1,7 от диаметра критического сечения сопла приводит к снижению массы топлива заряда и, соответственно, к уменьшению импульса двигателя.
Определение основных геометрических параметров предлагаемой конструкции представляло собой многоплановую вариационную задачу поиска оптимального решения, который осуществлялся с учетом требований по обеспечению:
1) акустической стабильности;
2) максимального импульса;
3) надежности двигателя.
В процессе оптимизации из множества вариантов выбраны представленные в предлагаемой конструкции двигателя параметры, которые позволили обеспечить высокие энергомассовые характеристики двигателя, минимальные потери импульса, акустическую стабильность газовых процессов, и, соответственно, высокую надежность конструкции.
Положительный эффект применения заявленной конструкции подтвержден огневыми стендовыми испытаниями (ОСИ) опытных и натурных образцов РДТТ.
ОСИ проводились в научно-производственном комплексе ФГУП "НИИПМ" и ФКП "ГкНИПАС".
Claims (1)
- Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус, воспламенитель, сопловое днище с множеством сопел, расположенных по окружности, прочно скрепленный с корпусом канальный заряд твердого топлива, отличающийся тем, что заряд имеет канал, переходящий в щелевую часть с множеством щелевых прорезей, каждая из которых обращена к сопловому днищу и выполнена с расширяющимся к торцу заряда участком, длина которого составляет 1,5-1,7 от диаметра критического сечения сопла, а ширина участка на торце заряда составляет 0,9-1,1 от диаметра критического сечения сопла, при этом количество щелевых прорезей равняется количеству сопел, оси которых расположены в плоскостях симметрии щелевых прорезей, проходящих через ось ракетного двигателя.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2007113250/06A RU2344309C1 (ru) | 2007-04-09 | 2007-04-09 | Ракетный двигатель твердого топлива |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2007113250/06A RU2344309C1 (ru) | 2007-04-09 | 2007-04-09 | Ракетный двигатель твердого топлива |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2007113250A RU2007113250A (ru) | 2008-10-20 |
| RU2344309C1 true RU2344309C1 (ru) | 2009-01-20 |
Family
ID=40040907
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2007113250/06A RU2344309C1 (ru) | 2007-04-09 | 2007-04-09 | Ракетный двигатель твердого топлива |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2344309C1 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2685751C1 (ru) * | 2018-05-04 | 2019-04-23 | Сергей Петрович Девяткин | Ракетный двигатель твердого топлива |
-
2007
- 2007-04-09 RU RU2007113250/06A patent/RU2344309C1/ru not_active IP Right Cessation
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2685751C1 (ru) * | 2018-05-04 | 2019-04-23 | Сергей Петрович Девяткин | Ракетный двигатель твердого топлива |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2007113250A (ru) | 2008-10-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN112879178B (zh) | 一种基于爆震燃烧的固体火箭冲压发动机 | |
| US9476399B1 (en) | Glow plug type acoustic resonance igniter | |
| JP4555654B2 (ja) | 二段パルスデトネーションシステム | |
| US7980056B2 (en) | Methods and apparatus for controlling air flow within a pulse detonation engine | |
| EP1455065B1 (en) | Pulse detonation system for a gas turbine engine | |
| US4726279A (en) | Wake stabilized supersonic combustion ram cannon | |
| US8683780B2 (en) | Gas turbine engine and pulse detonation combustion system | |
| US9027324B2 (en) | Engine and combustion system | |
| US6662550B2 (en) | Method and apparatus for improving the efficiency of pulsed detonation engines | |
| US11149954B2 (en) | Multi-can annular rotating detonation combustor | |
| JP5080815B2 (ja) | 排出ダクト流れスプリッタシステム | |
| US20180356099A1 (en) | Bulk swirl rotating detonation propulsion system | |
| US20200149496A1 (en) | Rotating detonation combustor with contoured inlet | |
| CN111188697B (zh) | 一种电磁弹射用固体火箭发动机 | |
| RU2344309C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
| Ishihara et al. | Visualization and Performance Evaluation of a Liquid-Ethanol Cylindrical Rotating Detonation Combustor | |
| CN110195881A (zh) | 具有旋转爆震燃烧系统的发动机 | |
| WO2014178746A1 (ru) | Способ и устройство для детонации в камере сгорания газотурбинного двигателя | |
| RU2429368C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива (варианты) | |
| JP2015183683A (ja) | 燃焼器、ジェットエンジン、飛しょう体及びジェットエンジンの動作方法 | |
| RU2315193C1 (ru) | Прямоточный воздушно-реактивный двигатель с распределенным по длине тепломассоподводом | |
| RU2690236C1 (ru) | Сверхзвуковая вращающаяся ракета | |
| Zvegintsev et al. | Testing of hydrogen-fueled detonation ramjet in aerodynamic wind tunnel at Mach 1.5 and 2.0 | |
| Frolov et al. | Air-Breathing Liquid-Fueled Pulse Detonation Engine Demonstrator. | |
| RU2745975C1 (ru) | Роторный детонационный газотурбинный двигатель и способ детонационного горения в нём |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20170410 |