RU2383764C1 - Solid propellant rocket engine - Google Patents
Solid propellant rocket engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2383764C1 RU2383764C1 RU2008135527/06A RU2008135527A RU2383764C1 RU 2383764 C1 RU2383764 C1 RU 2383764C1 RU 2008135527/06 A RU2008135527/06 A RU 2008135527/06A RU 2008135527 A RU2008135527 A RU 2008135527A RU 2383764 C1 RU2383764 C1 RU 2383764C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- charge
- solid propellant
- igniter
- propellant rocket
- channels
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Solid Fuels And Fuel-Associated Substances (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ), газогенераторов (ГГ) и вкладных зарядов твердого ракетного топлива (ТРТ).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), gas generators (GG) and solid propellant solid propellant charges (TRT).
Известны конструкции РДТТ (ГГ) с вкладными зарядами ТРТ и зарядов ТРТ торцевого горения, в том числе с частично небронированный боковой поверхностью к ГГ и маршевым ступеням РДТТ (пат. RU 2164616), либо канально-торцевого горения (пат. RU 2259495) к разгонно-маршевым ступеням РДТТ.Known designs of solid propellant rocket engines (GT) with external charges TRT and charges TRT end combustion, including partially unarmoured side surface to the GG and marching stages of solid propellant rocket (US Pat. RU 2164616), or channel-end combustion (US Pat. RU 2259495) to accelerate -march steps of the solid propellant rocket engine.
Конструкция (Фиг.1) по пат. RU 2164616 принята авторами за прототип.Design (Figure 1) according to US Pat. RU 2164616 adopted by the authors for the prototype.
Особенностью прототипа является наличие застойной зоны над боковой бронированной поверхностью заряда.A feature of the prototype is the presence of a stagnant zone above the side armored charge surface.
Существенным недостатком прототипа является сложность обеспечения требуемых параметров (Pmax, Pmin) при выходе РДТТ (ГГ) на рабочий режим. Как правило, в таких системах реализуется высокий уровень теплопотерь при заполнении застойной зоны (Фиг.2) продуктами сгорания (ПС) воспламенителя, что обуславливает существенные затруднения при выходе РДТТ (ГГ) на рабочий режим при приемлемом уровне максимального давления (Pmax). Для конструкции прототипа высока вероятность затухания заряда при выходе на рабочий режим за счет наличия существенного «провала» на диаграмме «давление-время» (Фиг.3).A significant disadvantage of the prototype is the difficulty of providing the required parameters (P max , P min ) when the solid propellant rocket motor (GG) is in operation. Typically, in such systems, a high level of heat loss is realized when the stagnant zone (Figure 2) is filled with the igniter combustion products (PS) of the igniter, which causes significant difficulties when the solid propellant rocket generator (GG) reaches the operating mode at an acceptable maximum pressure level (P max ). For the design of the prototype, a high probability of attenuation of the charge when entering the operating mode due to the presence of a significant "failure" in the diagram "pressure-time" (Figure 3).
Технической задачей изобретения является создание конструкции РДТТ (ГГ) с вкладным зарядом ТРТ, обеспечивающей надежный выход двигателя на рабочий режим с пониженным максимальным давлением (Pmax) в камере сгорания РДТТ (ГГ) и уменьшенным «провалом» на диаграмме «давление-время».An object of the invention is to provide the design of a solid propellant solid propellant rocket engine (GG) with an auxiliary charge TRT, which ensures reliable engine operation at a reduced maximum pressure (P max ) in the solid propellant combustion chamber (GG) and a reduced “dip” in the pressure-time diagram.
Технический результат изобретения заключается в выполнении РДТТ содержащим камеру сгорания (КС) с сопловым блоком, оснащенным герметизирующей заглушкой, размещенный в камере сгорания вкладной заряд из твердого ракетного топлива в виде цилиндрического моноблока, бронированного по переднему торцу и частично по боковой поверхности, примыкающей к переднему торцу, и воспламенитель у заднего небронированного торца. При этом со стороны заднего небронированного торца выполняют сквозные каналы, под углом к продольной оси заряда с выходом отверстий каналов вблизи оконечности бокового бронепокрытия (Фиг.4).The technical result of the invention consists in the performance of a solid propellant rocket engine containing a combustion chamber (KS) with a nozzle block equipped with a sealing plug, a fixed charge of solid rocket fuel placed in the combustion chamber in the form of a cylindrical monoblock, armored at the front end and partially along the side surface adjacent to the front end , and the igniter at the rear unarmored end. At the same time, through channels are made from the side of the rear unarmored end, at an angle to the longitudinal axis of the charge with the exit of the channel openings near the tip of the side armor coating (Figure 4).
Патентуемое изобретение поясняется графическими материалами.The patented invention is illustrated by graphic materials.
Фиг.1. Конструкция прототипа:Figure 1. Prototype design:
1 - камера сгорания1 - combustion chamber
2 - сопловой блок2 - nozzle block
3 - герметизирующая заглушка3 - sealing plug
4 - заряд ТРТ4 - charge TRT
5 - бронепокрытие переднего торца заряда5 - armor plating of the front end of the charge
6 - бронепокрытие боковой поверхности заряда6 - armor plating of the side surface of the charge
7 - задний небронированный торец заряда7 - rear unarmored end of charge
8 - воспламенитель8 - igniter
9 - уплотнительная прокладка.9 - a sealing lining.
Фиг.2. Схема воспламенения заряда для конструкции прототипа.Figure 2. Charge ignition circuit for prototype construction.
Фиг.3. Зависимости «давление-время» - p(τ) для конструкции прототипа и патентуемой конструкции.Figure 3. Dependences "pressure-time" - p (τ) for the design of the prototype and patented design.
P - давление в КС, кгс/см3 P - pressure in the COP, kgf / cm 3
Pmax1 - максимальное давление в КС прототипа, кгс/см2 P max1 - the maximum pressure in the COP of the prototype, kgf / cm 2
Pmax2 - максимальное давление в КС патентуемой конструкции, кгс/см2 P max2 - maximum pressure in the COP of the patented design, kgf / cm 2
Pmin1 - минимальное давление в КС прототипа, кгс/см2 P min1 - the minimum pressure in the COP of the prototype, kgf / cm 2
Pmin2 - минимальное давление в КС патентуемой конструкции, кгс/см2 P min2 - the minimum pressure in the COP of the patented design, kgf / cm 2
τ - время работы, с.τ is the operating time, s.
Фиг.4. Патентуемая конструкция:Figure 4. Patented design:
1 - камера сгорания1 - combustion chamber
2 - сопловой блок2 - nozzle block
3 - герметизирующая заглушка3 - sealing plug
4 - заряд ТРТ4 - charge TRT
5 - бронепокрытие переднего торца заряда5 - armor plating of the front end of the charge
6 - бронепокрытие боковой поверхности заряда6 - armor plating of the side surface of the charge
7 - задний небронированный торец заряда7 - rear unarmored end of charge
8 - воспламенитель8 - igniter
9 - уплотнительная прокладка9 - a sealing lining
10 - сквозные каналы.10 - through channels.
На Фиг.2, Фиг.5 стрелками показано движение ПС в начальный период воспламенения заряда.In figure 2, figure 5, the arrows show the movement of the PS in the initial period of ignition of the charge.
Сущность изобретения заключается в уменьшении влияния тепловых потерь, обусловленных наличием застойной зоны в РДТТ, на воспламенение заряда в целом и своевременном подключении к воспламенению и последующем активном газоприходе со стороны цилиндрической небронированной части заряда. Уменьшение влияния теплопотерь на характер зависимости «давление-время» по патентуемому изобретению достигается за счет активной подачи ПС воспламенителя через сквозные каналы непосредственно вглубь застойной зоны, что обеспечивает опережающий прогрев КС в начальный период и последующее уменьшение уровня теплопотерь в процессе «подключения» к горению небронированной цилиндрической части заряда ТРТ (Фиг.5). Это позволяет уменьшить максимальное давление (Pmax) при выходе РДТТ на рабочий режим и существенно уменьшить (Фиг.3) «провал» на диаграмме «давление-время» в начальный период работы РДТТ (ГГ). В целом предлагаемое техническое решение позволяет улучшить, за счет оптимизации внутрибаллистических характеристик, весовое совершенство РДТТ (ГГ), а следовательно, повысить эффективность ракетных систем.The essence of the invention is to reduce the influence of heat loss due to the presence of a stagnant zone in the solid propellant rocket igniter on the ignition of the charge as a whole and timely connection to the ignition and subsequent active gas intake from the side of the cylindrical unarmored part of the charge. Reducing the influence of heat loss on the nature of the pressure-time relationship according to the patented invention is achieved due to the active supply of PS igniter through the through channels directly into the stagnant zone, which ensures faster heating of the CS in the initial period and the subsequent decrease in the level of heat loss during the process of “connecting” to unarmored burning the cylindrical part of the charge TRT (Figure 5). This allows you to reduce the maximum pressure (P max ) at the output of the solid propellant rocket engine to the operating mode and significantly reduce (Figure 3) the “failure” in the pressure-time diagram during the initial period of solid propellant rocket motor operation. In general, the proposed technical solution allows to improve, due to the optimization of ballistic characteristics, the weighted perfection of solid propellant rocket engines (GG), and therefore, to increase the efficiency of rocket systems.
Патентуемый РДТТ включает (Фиг.4) камеру сгорания (1), сопловой блок (2), заглушку (3), заряд ТРТ (4), оснащенный сквозными каналами (10), воспламенитель (8) и уплотнительную прокладку (9).Patented solid propellant solid propellant rocket motor includes (Figure 4) a combustion chamber (1), a nozzle block (2), a plug (3), a charge TPT (4) equipped with through channels (10), an ignitor (8) and a gasket (9).
РДТТ работает следующим образом (Фиг.5). При подаче импульса на пусковой пиропатрон срабатывает воспламенитель (8), ПС которого через сквозные каналы (10) подаются в застойную зону, параллельно зажигая поверхности каналов и небронированного торца (7) заряда. ПС воспламенителя и ПС твердого ракетного топлива от воспламенившихся каналов, поступая в «глухую» часть застойной зоны, компенсируют тепловые потери и, образуя поток газов со стороны «глухой» части застойной зоны в сторону соплового блока, воспламеняют боковую небронированную цилиндрическую поверхность заряда (Фиг.5). При указанной схеме воспламенения патентуемой конструкции РДТТ удается получить зависимость «давление-время» p(τ) с существенным уменьшением начального «провала» давления (Фиг.3), что способствует повышению надежности работы РДТТ и достижению более оптимальных внутрибаллистических характеристик.RTTT works as follows (Figure 5). When a pulse is applied to the launch igniter, an igniter (8) is triggered, the PS of which is fed through the through channels (10) to the stagnant zone, simultaneously igniting the surfaces of the channels and the unarmored end (7) of the charge. The igniter PS and solid rocket fuel PS from flammable channels entering the “dead” part of the stagnant zone compensate for heat losses and, forming a gas flow from the “dead” part of the stagnant zone toward the nozzle block, ignite the lateral unarmored cylindrical surface of the charge (Fig. 5). With the specified ignition scheme of the patented solid-propellant solid-propellant structure, it is possible to obtain a pressure-time relationship p (τ) with a significant decrease in the initial pressure "dip" (Figure 3), which helps to increase the reliability of the solid-propellant rocket motor and achieve more optimal ballistic characteristics.
Пример практической реализации патентуемой конструкции РДТТ (Фиг.4).An example of the practical implementation of the patented design of solid propellant rocket motors (Figure 4).
РДТТ содержит заряд ТРТ торцевого горения, выполненный из медленногорящего топлива со скоростью горения при Т=20°C, P=100 кгс/см2 - 2 мм/с. Размеры заряда:The solid propellant solid propellant solid propellant solid propellant rocket contains a face combustion TRT charge made of slow-burning fuel with a burning rate at T = 20 ° C, P = 100 kgf / cm 2 - 2 mm / s. Charge Dimensions:
- длина - 130 мм,- length - 130 mm,
- наружный (по топливу) диаметр - 100 мм,- outer (fuel) diameter - 100 mm,
- длина небронированного цилиндрического участка (L) заряда - 30 мм.- the length of the unarmored cylindrical portion (L) of the charge is 30 mm.
Заряд бронирован по переднему торцу и частично по боковой поверхности. Со стороны небронированного торца выполнено четыре сквозных канала диаметром 6 мм каждый с выходом отверстий каналов к оконечности бронепокрытия (на входе в «застойную зону»). В качестве воспламенителя использовалась навеска дымного ружейного пороха ДРП-2 массой 7 т, размещенная у заднего небронированного торца заряда. Герметизирующая заглушка обеспечивала подпор давления до вскрытия - 20…30 кгс/см2. Зависимость P(τ) для указанного примера приведена на Фиг.3.The charge is armored at the front end and partially along the side surface. From the side of the unarmored end, four through channels with a diameter of 6 mm each were made with the exit of the channel openings to the tip of the armored coating (at the entrance to the "stagnant zone"). As an igniter, we used a sample of smoke gunpowder DRP-2 weighing 7 tons, placed at the rear unarmored end of the charge. The sealing plug provided pressure up to opening - 20 ... 30 kgf / cm 2 . The dependence P (τ) for this example is shown in Fig.3.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2008135527/06A RU2383764C1 (en) | 2008-09-01 | 2008-09-01 | Solid propellant rocket engine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2008135527/06A RU2383764C1 (en) | 2008-09-01 | 2008-09-01 | Solid propellant rocket engine |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2383764C1 true RU2383764C1 (en) | 2010-03-10 |
Family
ID=42135293
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2008135527/06A RU2383764C1 (en) | 2008-09-01 | 2008-09-01 | Solid propellant rocket engine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2383764C1 (en) |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2451816C1 (en) * | 2010-11-19 | 2012-05-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Propellant charge for rocket engine |
RU2464440C1 (en) * | 2011-02-10 | 2012-10-20 | Открытое акционерное общество "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Solid-fuel charge for rocket engine |
CN105736180A (en) * | 2014-12-09 | 2016-07-06 | 上海新力动力设备研究所 | Annular combustion increasing structure on charging outer end surface of missile engine |
CN109578148A (en) * | 2018-11-07 | 2019-04-05 | 北方特种能源集团有限公司西安庆华公司 | A kind of fanjet pyrotechnic initiator abnormity powder charge |
-
2008
- 2008-09-01 RU RU2008135527/06A patent/RU2383764C1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2451816C1 (en) * | 2010-11-19 | 2012-05-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Propellant charge for rocket engine |
RU2464440C1 (en) * | 2011-02-10 | 2012-10-20 | Открытое акционерное общество "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Solid-fuel charge for rocket engine |
CN105736180A (en) * | 2014-12-09 | 2016-07-06 | 上海新力动力设备研究所 | Annular combustion increasing structure on charging outer end surface of missile engine |
CN109578148A (en) * | 2018-11-07 | 2019-04-05 | 北方特种能源集团有限公司西安庆华公司 | A kind of fanjet pyrotechnic initiator abnormity powder charge |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2383764C1 (en) | Solid propellant rocket engine | |
CN102619643A (en) | Jet ignition device of pulse detonation engine | |
RU2326260C2 (en) | Charge molded within solid-fuel rocket engine case | |
RU2412369C1 (en) | Solid propellant rocket engine (versions) | |
CN102606343B (en) | Detonation chamber of pulse detonation engine | |
RU2445492C1 (en) | Dual-mode power plant | |
US20050279083A1 (en) | Folded detonation initiator for constant volume combustion device | |
RU2315193C1 (en) | Ramjet engine with lengthwise heat-mass distribution | |
US6132270A (en) | Pulsing reaction drive for water craft | |
RU2687500C1 (en) | Dual-mode solid-propellant rocket engine | |
RU2675983C1 (en) | Cumulative-high-explosive charge engine | |
RU2642764C2 (en) | Solid-propellant rocket engine (versions) | |
RU2351788C1 (en) | Guided missile solid-propellant rocket engine, solid propellant igniter and rocket engine nozzle assembly | |
CN107143432B (en) | High-piezoelectricity plasma gas relay couples spark knock engine before a kind of detonation wave | |
RU2461728C2 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
RU2313685C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
RU2362035C1 (en) | Charge for solid rocket fuel | |
RU2715450C1 (en) | Multi-mode rocket engine | |
RU161009U1 (en) | MOTOR INSTALLATION | |
RU2485337C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine mixing chamber | |
RU2517971C1 (en) | Nozzle-free solid-propellant rocket engine | |
RU2527903C1 (en) | Ignition of solid-propellant charge and solid-propellant rocket engine to this end | |
RU2783054C1 (en) | Dual-mode solid propellant rocket engine | |
RU2727116C1 (en) | Solid fuel rocket engine | |
RU2267024C1 (en) | Solid-propellant rocket engine |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20130902 |