RU2377431C2 - Solid propellant ascent engine - Google Patents
Solid propellant ascent engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2377431C2 RU2377431C2 RU2007146954/06A RU2007146954A RU2377431C2 RU 2377431 C2 RU2377431 C2 RU 2377431C2 RU 2007146954/06 A RU2007146954/06 A RU 2007146954/06A RU 2007146954 A RU2007146954 A RU 2007146954A RU 2377431 C2 RU2377431 C2 RU 2377431C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- combustion chamber
- section
- solid propellant
- disk
- powder
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Air Bags (AREA)
- Toys (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области стартовых ракетных двигателей на твердом топливе (СРДТТ), в которых происходит преобразование химической энергии порохового заряда в тепловую энергию газов, а затем в кинетическую энергию истекающей газовой струи, в частности к СРДТТ, в которых время преобразования энергии определяется сотыми и тысячными долями секунды.The invention relates to the field of solid rocket starting rocket engines (SRDTT), in which the chemical energy of the powder charge is converted into the thermal energy of gases, and then into the kinetic energy of the expiring gas jet, in particular to SRDTT, in which the energy conversion time is determined in hundredths and thousandths in fractions of a second.
Известен заряд твердого ракетного топлива, содержащий крышку, заполненную клеящим составом, в которой установлены штифты с канальными пороховыми шашками, при этом каждый штифт вклеен в канальную пороховую шашку и выполнен с кольцевым замком под клей на цилиндрической головке с диаметром, равным диаметру канала шашки, и пружинной ножкой с опорой, жестко установленной в крышку с воздушным зазором между канальными пороховыми шашками и клеящим составом (см. патент Российской Федерации RU 2255240 С1 от 27.06.2005 г., МПК F02K 9/32). Существенным недостатком зарядов твердого ракетного топлива, состоящих из цилиндрических элементов с центральным отверстием, является низкая плотность заполнения камеры сгорания. К другим недостаткам такой конструкции пороховых зарядов можно отнести возможность его разрушения из-за перепада давления между каналом шашки и зазорами, образованными внешними поверхностями пороховых шашек, и наличие существенного эрозионного эффекта, который на конечной стадии работы двигателя приводит к прогару пороховых шашек, обусловленному их разносводностью, их разрушению и выносу определенной части пороховых частиц из камеры двигателя. Указанные обстоятельства, обусловленные эксплуатационными требованиями к порохам, т.е. минимально допустимой толщиной горящего свода пороховой шашки, приводят к увеличению габаритных размеров двигателя и определяют минимально возможное время функционирования СРДТТ, а выброс разрушившихся пороховых частиц обусловливает значительные потери удельного импульса силы тяги и разброс времени работы двигателя. Эти же обстоятельства практически исключают использование в конструкциях СРДТТ, кроме пироксилиновых, других порохов (баллиститных, смесевых) вследствие их низкой удельной прочности к разрушающим нагрузкам.A known charge of solid rocket fuel containing a lid filled with an adhesive composition in which pins with channel powder checkers are mounted, each pin is glued into the channel powder checker and made with an adhesive ring lock on a cylindrical head with a diameter equal to the diameter of the checker channel, and a spring leg with a support rigidly installed in the lid with an air gap between the channel powder checkers and the adhesive (see patent of the Russian Federation RU 2255240 C1 of June 27, 2005, IPC F02K 9/32). A significant disadvantage of solid rocket propellant charges consisting of cylindrical elements with a central hole is the low density of the combustion chamber. Other disadvantages of this design of powder charges include the possibility of its destruction due to the pressure drop between the checker channel and the gaps formed by the outer surfaces of the powder checkers, and the presence of a significant erosion effect, which at the final stage of the engine’s operation leads to burnout of the powder checkers due to their divergence , their destruction and removal of a certain part of the powder particles from the engine chamber. These circumstances, due to operational requirements for gunpowder, i.e. the minimum permissible thickness of the burning vault of the powder block, increase the overall dimensions of the engine and determine the minimum possible operating time of the solid propellant rocket engine, and the release of the destroyed powder particles causes significant losses in the specific impulse of the traction force and the spread of the engine operating time. The same circumstances practically exclude the use of SRDTT in constructions, except for pyroxylin and other powders (ballistic, mixed) due to their low specific strength to destructive loads.
Указанные недостатки в значительной степени устранены в конструкции стартового ракетного двигателя на твердом топливе, содержащем обечайку (транспортно-пусковой контейнер) и газодинамический тракт, включающий заряд, состоящий из пучка дисковых элементов твердого топлива, воспламенитель и кольцевое сопло внешнего обтекания, при этом газодинамический тракт двигателя также включает центральную перфорированную трубку, вокруг которой размещен пучок дисковых элементов твердого топлива, помещенных в перфорированной камере (см. патент GB 1586109 А от 18.03.1981 г., МПК F02K 9/10). Однако и данная конструкция заряда твердого ракетного топлива, устраняя эрозионное горение пороха, имеет также ряд недостатков. Изготовление конусовидного корпуса камеры сгорания подразумевает применение дисковых элементов твердого топлива разных диаметров, что в свою очередь обуславливает разную начальную поверхность горения дисковых элементов. В виду прогара дисковых элементов из-за их разносводности от величины начальной поверхности горения дискового элемента будет зависеть количество образовавшихся разрушившихся частиц топлива, при этом на конечной стадии функционирования СРДТТ важное значение имеет положение частиц в момент их образования. Реализуемое радиально-осевое истечения продуктов сгорания в предложенной конструкции СРДТТ прототипа предполагает необходимость обеспечения требуемого времени пребывания частицы топлива в пределах тракта двигателя, ограниченного по длине сечением конфузора кольцевого сопла. Принимая во внимание конструкцию конусовидного корпуса камеры сгорания и исполнение на ней радиальных отверстий одинаковой площади, а также учитывая инерционные силы, возникающие при функционировании предложенной конструкции СРДТТ, становится очевидным, что разрушившиеся частицы топлива после «продавливания» через радиальные отверстия камеры могут покинуть ее, полностью не сгорев. Определенное количество вынесенных частиц твердого топлива из камеры СРДТТ обусловливает определенные потери полного импульса силы тяги и разброс внутрибаллистических параметров, таких как внутрикамерное давление и полное время работы двигателя, что в свою очередь приведет к разбросу главной баллистической характеристики - полного импульса силы тяги.These disadvantages are largely eliminated in the design of a solid rocket starting rocket engine containing a shell (transport and launch container) and a gas-dynamic path, including a charge consisting of a bundle of solid-fuel disk elements, an igniter and an annular external flow nozzle, while the gas-dynamic engine path also includes a central perforated tube, around which there is a bundle of solid fuel disk elements placed in a perforated chamber (see GB 158 6109 A dated 03/18/1981, IPC
Задачей предлагаемого изобретения является повышение полноты сгорания заряда твердого ракетного топлива и уменьшение разброса времени работы СРДТТ за счет совершенствования внутрикамерного рабочего процесса путем организации тангенциально-радиального истечения продуктов сгорания по газодинамическому тракту двигателя.The objective of the invention is to increase the completeness of combustion of the charge of solid rocket fuel and reduce the variation in the operating time of the solid propellant rocket engine due to the improvement of the intracameral workflow by organizing the tangential-radial outflow of combustion products along the gas-dynamic path of the engine.
Указанная задача достигается тем, что предложены конструктивные изменения известного стартового ракетного двигателя на твердом топливе, содержащего обечайку и газодинамический тракт двигателя, который включает центральную перфорированную трубку, вокруг которой размещен пучок дисковых элементов твердого топлива, помещенных в перфорированной камере сгорания, воспламенитель и кольцевое сопло внешнего обтекания.This task is achieved by the fact that the proposed structural changes of the well-known solid rocket starting rocket engine containing a shell and a gas dynamic path of the engine, which includes a central perforated tube, around which there is a bunch of solid fuel disk elements placed in a perforated combustion chamber, an igniter and an annular external nozzle flow around.
Отличительными особенностями является то, что камера сгорания имеет цилиндрической корпус, в котором выполнены наклонные тангенциальные щели, при этом площадь их проходных сечений уменьшается по длине камеры сгорания от сечения к сечению, дисковые элементы твердого топливо выполнены одинакового размера и собраны в заряд с помощью наклеиваемых на их торцевые поверхности пороховых опор, имеющих толщину горящего свода, равную половине толщины горящего свода дискового элемента.Distinctive features is that the combustion chamber has a cylindrical body in which inclined tangential slots are made, while the area of their passage sections decreases along the length of the combustion chamber from section to section, the disk elements of solid fuel are made of the same size and collected into a charge using glued on their end surfaces of powder supports having a thickness of the burning arch equal to half the thickness of the burning arch of the disk element.
Сущность предлагаемого изобретения заключается в том, что заявляемая конструкция СРДТТ обеспечивает более полное сгорание заряда дисковых пороховых элементов в пределах газодинамического тракта за счет увеличения времени пребывания горящих частиц твердого топлива, образовавшихся после разрушения заряда, достигаемого путем создания радиально-тангенциальной составляющей потока истекающих продуктов сгорания. Подбор геометрических характеристик предлагаемой конструкция СРДТТ и дисковых элементов твердого топлива позволяет, используя закрученное истечение продуктов сгорания, повысить полноту реализации энергетического потенциала заряда твердого топлива.The essence of the invention lies in the fact that the claimed design of the SRDTT provides a more complete combustion of the charge of the disk powder elements within the gas-dynamic path by increasing the residence time of the burning solid fuel particles formed after the destruction of the charge, achieved by creating a radially tangential component of the flow of the effluent combustion products. The selection of the geometric characteristics of the proposed design of solid propellant solid propellant rocket engines and solid fuel disk elements allows, using the swirling flow of combustion products, to increase the completeness of the energy potential of the charge of solid fuel.
Краткое описание чертежейBrief Description of the Drawings
На фиг.1 приведена предлагаемая конструкция СРДТТ, а на фиг.2 - схема установки промежуточных опор на дисковом элементе твердого топлива, гдеFigure 1 shows the proposed design of the SRDTT, and figure 2 is a diagram of the installation of intermediate supports on the disk element of solid fuel, where
1 - обечайка;1 - shell;
2 - передняя торцевая стенка;2 - front end wall;
3 - корпус перфорированной камеры сгорания;3 - housing perforated combustion chamber;
4 - задняя торцевая стенка;4 - rear end wall;
5 - наклонные тангенциальные щели;5 - inclined tangential slits;
6 - кольцевое сопло внешнего обтекания;6 - annular nozzle of the external flow around;
7 - газодинамический канал;7 - gas-dynamic channel;
8 - основная форсажная мембрана;8 - main afterburner membrane;
9 - дисковый элемент твердого топлива;9 - disk element of solid fuel;
10 - радиальные расстояния;10 - radial distances;
11 - центральная перфорированная трубка;11 - Central perforated tube;
12 - радиальные отверстия;12 - radial holes;
13 - пороховые опоры;13 - powder support;
14 - воспламенительный состав;14 - igniter composition;
15 - электровоспламенитель;15 - electric igniter;
16 - воспламенительная форсажная мембрана.16 - igniter afterburner membrane.
Предлагаемая конструкция, представленная на фиг.1, представляет собой чертеж СРДТТ, ракетная часть которого изображена в разрезе совместно с обечайкой 1. СРДТТ состоит из перфорированной камеры сгорания, образованной цилиндрическим корпусом перфорированной камеры сгорания 3, а также передней 2 и задней торцевой стенкой 4. Передняя торцевая стенка 2 располагается в обечайке 1 и является ведущим устройством. Корпус перфорированной камеры сгорания 3 имеет множество наклонных тангенциальных щелей 5, при этом площадь их проходных сечений уменьшается по длине корпуса от передней к задней торцевой стенке. Корпус перфорированной камеры сгорания является основным конструктивным элементом, обеспечивающим устойчивость и прочность конструкции в целом. К задней торцевой стенке крепится кольцевое сопло внешнего обтекания 6. Газодинамический канал 7 образован наружными поверхностями корпуса перфорированной камеры сгорания 3, кольцевого сопла внешнего обтекания 6 и внутренними поверхностями передней торцевой стенки 2 и обечайки 1. Во внутреннем объеме перфорированной камеры сгорания размещается пучок дисковых элементов твердого топлива 9 с радиальными расстояниями 10 между ними, обеспечивающими радиальное истечения продуктов сгорания к наклонным тангенциальным щелям 5. Дисковые элементы, выполненные одинаковых размеров, установлены на центральной перфорированной трубке 11 с радиальными расстояниями 10, обеспеченными путем наклейки на их торцевые поверхности пороховых опор 13, имеющих толщину горящего свода, равную половине толщины горящего свода дискового элемента, схема установки которых представлена на фиг.2. Центральная перфорированная трубка 11 служит дополнительной опорой между торцевыми стенками 2 и 4 и также обеспечивает прочность конструкции, кроме того, она является камерой для воспламенительного состава 14, представляющего собой навеску дымного ружейного пороха. Во внутренней полости центральной перфорированной трубки размещен электровоспламенитель 15, предназначенный для передачи огневого импульса воспламенительному составу 14. Перфорированная трубка имеет радиальные отверстия 12, обеспечивающие форсированное перетекание продуктов сгорания воспламенительного состава и зажжение дисковых элементов твердого топлива. Для обеспечения необходимого давления газов от горения воспламенительного состава применена воспламенительная форсажная мембрана 16, с этой же целью для обеспечения устойчивого зажжения дисковых элементов применена основная форсажная мембрана 8. Для изготовления как воспламенительной, так и основной форсажных мембран используется аллюминиевая фольга.The proposed design, shown in Fig. 1, is a drawing of a solid propellant combustion chamber, the rocket part of which is shown in section along with a
Функционирование предлагаемого СРДТТ происходит следующим образом: при срабатывании электровоспламенителя 15 происходит воспламенение воспламенительного состава 14. При достижении давления форсирования происходит прогар воспламенительной форсажной мембраны 16 и продукты сгорания воспламенителя поступают в перфорированную камеру сгорания через радиальные отверстия 12 по внутренним полостям радиальных расстояний 10, в результате чего происходит зажжение дисковых элементов твердого топлива 9 по их торцевым поверхностям. При достижении давления форсирования в объеме перфорированной камеры сгорания происходит прогар основной форсажной мембраны 8 и продукты сгорания твердого топлива, закручиваясь, истекают через наклонные тангенциальные щели 5 в газодинамический канал 7.The functioning of the proposed SRDTT is as follows: when the electric igniter 15 is activated, the
Как показали проведенные авторами экспериментальные исследования, за счет изменения углов наклона тангенциальных щелей, направлений закрутки и соотношения площадей проходных сечений наклонных тангенциальных щелей возможно повышение удельного импульса силы тяги до 15% при равных массах зарядов и уменьшения разброса времени работы СРДТТ в 1,5 раза в сравнении с прототипом, что подтверждает возможность обеспечения высокой эффективности функционирования предлагаемой конструкции СРДТТ.As shown by the authors of experimental studies, by varying the angles of inclination of the tangential slots, the swirl directions and the ratio of the areas of the passage sections of the inclined tangential slots, it is possible to increase the specific impulse of the traction force to 15% with equal masses of charges and to reduce the spread in the operating time of the solid-state solid-propellant rocket engine by 1.5 times comparison with the prototype, which confirms the possibility of ensuring high efficiency of the proposed design SRDTT.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2007146954/06A RU2377431C2 (en) | 2007-12-17 | 2007-12-17 | Solid propellant ascent engine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2007146954/06A RU2377431C2 (en) | 2007-12-17 | 2007-12-17 | Solid propellant ascent engine |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2007146954A RU2007146954A (en) | 2009-06-27 |
RU2377431C2 true RU2377431C2 (en) | 2009-12-27 |
Family
ID=41026535
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2007146954/06A RU2377431C2 (en) | 2007-12-17 | 2007-12-17 | Solid propellant ascent engine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2377431C2 (en) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2476707C1 (en) * | 2011-11-18 | 2013-02-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт химии и механики" (ФГУП "ЦНИИХМ") | Charge with igniter for small-size rocket booster engine |
RU2486363C1 (en) * | 2011-11-07 | 2013-06-27 | Открытое акционерное общество "Завод им. В.А. Дегтярева" | Anti-aircraft complex simulator booster engine |
RU2805438C1 (en) * | 2023-04-11 | 2023-10-17 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" им. А.Н. Ганичева" | Rocket launch block |
-
2007
- 2007-12-17 RU RU2007146954/06A patent/RU2377431C2/en not_active IP Right Cessation
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2486363C1 (en) * | 2011-11-07 | 2013-06-27 | Открытое акционерное общество "Завод им. В.А. Дегтярева" | Anti-aircraft complex simulator booster engine |
RU2476707C1 (en) * | 2011-11-18 | 2013-02-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт химии и механики" (ФГУП "ЦНИИХМ") | Charge with igniter for small-size rocket booster engine |
RU2805438C1 (en) * | 2023-04-11 | 2023-10-17 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" им. А.Н. Ганичева" | Rocket launch block |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2007146954A (en) | 2009-06-27 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN107269424B (en) | Secondary ignition structure of solid rocket engine | |
RU2232916C2 (en) | Fuel nozzle of liquid-propellant rocket engine (versions) | |
US9027324B2 (en) | Engine and combustion system | |
RU2340784C2 (en) | Detonation damper for pulsed detonation engines (versions) | |
RU2377431C2 (en) | Solid propellant ascent engine | |
EP1298389B8 (en) | Coaxial spray nozzle injector | |
RU2461728C2 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
RU2500913C1 (en) | Device to ignite charge of solid-propellant rocket engine | |
RU2382222C1 (en) | Rocket projectile pulsed micro engine | |
US11204002B2 (en) | Ignition device and ignition method | |
RU2265746C2 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
RU159486U1 (en) | SOLID FUEL ROCKET ENGINE | |
RU2604772C1 (en) | Pulsed solid-fuel engine | |
RU2268386C2 (en) | Pulse solid rocket engine | |
RU2351788C1 (en) | Guided missile solid-propellant rocket engine, solid propellant igniter and rocket engine nozzle assembly | |
Aliyu et al. | Validating a novel theoretical expression for burn time and average thrust in solid rocket motor design | |
RU2675983C1 (en) | Cumulative-high-explosive charge engine | |
CN107143432B (en) | High-piezoelectricity plasma gas relay couples spark knock engine before a kind of detonation wave | |
RU2178092C2 (en) | Solid-propellant charge for engine | |
RU2783054C1 (en) | Dual-mode solid propellant rocket engine | |
RU2727116C1 (en) | Solid fuel rocket engine | |
RU2391530C1 (en) | Rocket solid fuel charge | |
RU2319850C2 (en) | Boost jet engine with radial-swirl dispersion of reaction inertia mass | |
RU2180049C1 (en) | Solid-propellant charge | |
RU2800462C1 (en) | Pulse gas generator |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20091218 |