RU2397356C1

RU2397356C1 - Solid propellant rocket engine

Info

Publication number: RU2397356C1
Application number: RU2009100283/06A
Authority: RU
Inventors: Сергей Викторович Лянгузов (RU); Сергей Викторович Лянгузов; Лариса Владимировна Лянгузова (RU); Лариса Владимировна Лянгузова; Михаил Алексеевич Налобин (RU); Михаил Алексеевич Налобин
Original assignee: Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра"
Priority date: 2009-01-11
Filing date: 2009-01-11
Publication date: 2010-08-20
Also published as: RU2009100283A

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: proposed engine comprises housing, nozzle and hydraulic killing unit secured by posts inside said housing. Said hydraulic killing unit consists of differential piston locked by locking device and consisting of larger- and smaller diametre parts, arranged to move in lengthwise direction in barrel filled with fluid coolant and injection assemblies. Part of smaller-diametre differential piston is brought into nozzle widening part, while injection assemblies are arranged in the barrel cylindrical wall or in holders, in lines distributed over the barrel length.

EFFECT: higher efficiency and reliability of solid fuel charge killing due to matching injection intensity with hydraulic killing stage.

5 cl, 6 dwg

Description

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ) с отсечкой тяги посредством узла гидрогашения (УГГ).The invention relates to rocket technology and can be used to create a solid propellant rocket engine (solid propellant rocket engine) with traction cut-off by means of a hydro-quenching unit (UGG).

Известны [М.И.Соколовский, Г.А.Зыков, Е.И.Иоффе, Лянгузов С.В. Обзор конструктивно-компоновочных схем РДТТ с узлом гидрогашения: Труды МИТ - наука, техника, производство. Том 7, часть 1. Москва, 2004] различные схемы РДТТ с узлом гидрогашения, многие из которых (например, снабженные пороховым аккумулятором давления (ПАДом) для вытеснения жидкого хладагента в гасимый объем) характеризуются неоптимальным («пушечным») режимом впрыска. «Пушечный» впрыск эффективен при охлаждении газового объема, обеспечивающем первоначальное гашение. Однако большая часть мгновенно введенного в камеру сгорания жидкого хладагента выносится газовым потоком из камеры и не обеспечивает эффективного охлаждения глубинных слоев прогретых элементов конструкции. В результате при дальнейшем перераспределении тепла возникает опасность повторного самовоспламенения заряда от аккумулированного в стенках камеры тепла [Управляемые энергетические установки твердом ракетном топливе/ В.И.Петренко, М.И.Соколовский, Г.А.Зыков, С.В.Лянгузов и др. Под общ. ред. М.И.Соколовского и В.И.Петренко. - М.: Машиностроение, 2003, 464 с., ил., стр. 177-185]. Следующим недостатком УГГ с ПАДом являются большие динамические нагрузки на летательный аппарат при срабатывании ПАДа.Known [M.I.Sokolovsky, G.A. Zykov, E.I. Ioffe, S. Lyanguzov A review of the design and layout schemes of solid propellant rocket motors with a hydraulic quenching unit: Proceedings of MIT - science, technology, production. Volume 7, part 1. Moscow, 2004] various solid-state solid propellant solid-fuel injection circuits with a hydraulic quenching unit, many of which (for example, equipped with a powder pressure accumulator (PAD) for displacing liquid refrigerant into the quenched volume) are characterized by a non-optimal (“cannon”) injection mode. "Cannon" injection is effective in cooling the gas volume, providing initial quenching. However, most of the liquid refrigerant instantly introduced into the combustion chamber is carried out by the gas stream from the chamber and does not provide effective cooling of the deep layers of the heated structural elements. As a result, with further redistribution of heat, there is a danger of re-ignition of the charge from the heat accumulated in the walls of the chamber [Controlled power plants with solid rocket fuel / V.I. Petrenko, M.I.Sokolovsky, G.A. Zykov, S.V. Lyanguzov, etc. . Under the general. ed. M.I.Sokolovsky and V.I. Petrenko. - M.: Mechanical Engineering, 2003, 464 p., Ill., Pp. 177-185]. The next disadvantage of UGG with PAD is the large dynamic loads on the aircraft when the PAD is triggered.

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому положительному эффекту к предлагаемому изобретению является ракетный двигатель твердого топлива [Патент РФ №2100635], содержащий корпус, сопло и выполненный в нем узел гидрогашения, состоящий из зафиксированного стопорным устройством дифференциального поршня, установленного с возможностью продольного перемещения в стакане, заполненном жидким хладагентом. Главным достоинством указанного РДТТ является авторегулируемый (по внутрикамерному давлению и по положению дифференциального поршня) режим впрыска. В начальный момент гашения при большом внутрикамерном давлении впрыск интенсивный, а с уменьшением давления интенсивность впрыска уменьшается, обеспечивая оптимальный режим охлаждения конструкции [Управляемые энергетические установки на твердом ракетном топливе/ В.И.Петренко, М.И.Соколовский, Г.А.Зыков, С.В.Лянгузов и др. Под общ. ред. М.И.Соколовского и В.И.Петренко. - М.: Машиностроение, 2003, 464 с., ил., стр. 185-198]. Динамические нагрузки в процессе срабатывания авторегулируемого УГГ минимальны. Эффективность и надежность авторегулируемого гидрогашения, отсутствие динамических нагрузок при срабатывании УГГ экспериментально подтверждены авторами при проведении нескольких огневых стендовых испытаний с успешным гашением. Недостатком рассматриваемой конструкции является проблематичность ее использования в РДТТ, имеющих большое удлинение корпуса.The closest in technical essence and the achieved positive effect to the proposed invention is a solid fuel rocket engine [RF Patent No. 2100635], comprising a housing, a nozzle and a hydro-quenching unit made therein, consisting of a differential piston fixed with a locking device mounted with the possibility of longitudinal movement in a glass filled with liquid refrigerant. The main advantage of the specified solid propellant rocket motor is the automatic (injection chamber pressure and position of the differential piston) injection mode. At the initial moment of quenching at high intracameral pressure, the injection is intense, and with decreasing pressure, the injection intensity decreases, providing the optimum cooling regime for the structure [Controlled power plants using solid rocket fuel / V.I. Petrenko, M.I. Sokolovsky, G. A. Zykov , S.V. Lyanguzov and others. Under the general. ed. M.I.Sokolovsky and V.I. Petrenko. - M.: Mechanical Engineering, 2003, 464 p., Ill., Pp. 185-198]. Dynamic loads in the process of triggering auto-adjustable UGG are minimal. The effectiveness and reliability of auto-controlled hydro-quenching, the absence of dynamic loads when triggered by UGG were experimentally confirmed by the authors during several firing bench tests with successful quenching. The disadvantage of this design is the difficulty of its use in solid propellant rocket motors having a large elongation of the housing.

Технической задачей настоящего изобретения является обеспечение возможности авторегулируемого гидрогашения для РДТТ, имеющих большое удлинение корпуса.The technical task of the present invention is the provision of the possibility of self-regulating hydro quenching for solid propellant rocket engines having a large elongation of the housing.

Сущность изобретения заключается в том, что в известном ракетном двигателе твердого топлива, содержащем корпус, сопло и узел гидрогашения, состоящий из зафиксированного стопорным устройством дифференциального поршня, образованного частями большого и малого диаметра и установленного с возможностью продольного перемещения в стакане, заполненном жидким хладагентом, и узлов впрыска, узел гидрогашения закреплен посредством стоек внутри корпуса, часть дифференциального поршня, имеющая малый диаметр, выведена в расширяющуюся часть сопла. Узлы впрыска выполнены в цилиндрической стенке стакана или в обоймах и расположены в несколько рядов, распределенных по длине стакана. Вблизи открытого торца стакана на его цилиндрической стенке с внутренней стороны могут быть выполнены винтовые каналы. Стойки, крепящие узел гидрогашения, могут быть установлены на открытом торце стакана и закреплены на переднем днище корпуса. Узлы впрыска выполнены в виде отверстий, которые могут иметь тангенциальный наклон к цилиндрической стенке стакана. Обоймы, в которых выполнены узлы впрыска, могут быть размещены с возможностью продольного перемещения на наружной поверхности стакана и имеют Г-образное сечение, полка, которого контактирует с ободом, выполненным на наружной поверхности стакана, и образует внутреннюю полость обоймы, сообщенную с внутренней полостью стакана.The essence of the invention lies in the fact that in the known rocket engine of solid fuel, comprising a housing, a nozzle and a hydro-quenching unit, consisting of a differential piston fixed by a locking device formed by parts of large and small diameters and mounted with the possibility of longitudinal movement in a glass filled with liquid refrigerant, and injection units, a hydro-quenching unit is fixed by means of struts inside the housing, a part of the differential piston having a small diameter is brought into the expanding part of the nozzle. The injection units are made in the cylindrical wall of the glass or in holders and are located in several rows distributed along the length of the glass. Screw channels can be made on the inner side of the glass near the open end of the glass on its cylindrical wall. Racks fastening the hydro quenching unit can be installed on the open end of the glass and mounted on the front bottom of the housing. The injection units are made in the form of holes that can have a tangential inclination to the cylindrical wall of the glass. The holders in which the injection units are made can be placed with the possibility of longitudinal movement on the outer surface of the cup and have an L-shaped section, a shelf that is in contact with the rim made on the outer surface of the cup and forms the inner cavity of the ferrule in communication with the inner cavity of the cup .

Технический результат достигается тем, что часть дифференциального поршня, имеющая малый диаметр, выведена из зоны действия внутрикамерного давления. Реализованная таким образом разница площадей дифференциального поршня (на одну из них действует давление газа, на другую - давление жидкого хладагента) обеспечивает (после расфиксации дифференциального поршня) превышение давления жидкого хладагента над внутрикамерным давлением газа (парогазовой смеси) и вытеснение жидкого хладагента в камеру сгорания под действием сил внутрикамерного давления.The technical result is achieved by the fact that the part of the differential piston, having a small diameter, is removed from the zone of internal chamber pressure. The difference in the area of the differential piston realized in this way (gas pressure acts on one of them and liquid refrigerant pressure on the other) ensures (after the differential piston is unlocked) that the pressure of the liquid refrigerant is higher than the internal chamber pressure of the gas (vapor-gas mixture) and the liquid refrigerant is displaced into the combustion chamber under the action of internal chamber pressure.

Внутрикамерное давление в процессе гашения меняется в соответствии с текущей стадией гашения. Так как внутрикамерное давление обеспечивает движущую дифференциальный поршень силу, гашение происходит в авторегулируемом режиме. Авторегулируемость усиливается тем, что изменение интенсивности впрыска обеспечивается не только благодаря изменению (уменьшению) внутрикамерного давления при гашении, но и уменьшением суммарной проходной площади узлов впрыска по ходу движения дифференциального поршня. В начальный момент гашения впрыск производится через все узлы впрыска и через винтовые каналы. Затем, после прохождения дифференциальным поршнем винтовых каналов, они исключаются из работы. При дальнейшем движении дифференциального поршня из работы исключаются первый, потом второй и т.д. узлы впрыска. Таким образом, авторегулируемость заключается в подстройке интенсивности впрыска соответствующей стадии гашения. В начале гашения необходим интенсивный впрыск для резкого сброса внутрикамерного давления за счет охлаждения газового объема камеры сгорания. На последующей стадии гашения авторегулируемость обеспечивает эффективное охлаждение конструкции в процессе длительного (до 1 с и более (сравним: «пушечный» впрыск длится ~0,005 с)) орошения элементов конструкции, в которых накоплено тепло. В [Управляемые энергетические установки на твердом ракетном топливе/ В.И.Петренко, М.И.Соколовский, Г.А.Зыков, С.В.Лянгузов и др. Под общ. ред. М.И.Соколовского и В.И.Петренко. - М.: Машиностроение, 2003, 464 с., ил., стр. 180-185] показано, что эффективность охлаждения существенно увеличивается при увеличении времени впрыска. Эффективность охлаждения увеличивается как за счет увеличенного времени орошения, так и за счет того, что впрыск производится в парогазовый объем, имеющий уже низкое давление. Чем ниже это давление, тем меньше непрореагировавших капель охладителя выносятся из камеры через сопло при свободном истечении парогазовой смеси. Тангенциальный наклон отверстий узлов впрыска и винтовые каналы создают вихревую закрутку парогазовой смеси, прижимая центробежными» силами капли охладителя к стенке. Тем самым создается дополнительное препятствие выносу непрореагировавших капель охладителя при свободном истечении парогазовой смеси через сопло. Авторегулируемость, связанная с уменьшением скорости движения дифференциального поршня на второй стадии гашения, обеспечивает подход дифференциального поршня к его конечному положению с минимальной скоростью. Это сводит к минимуму динамические нагрузки (удар) на летательный аппарат в процессе гашения.The internal chamber pressure during the quenching process changes in accordance with the current quenching stage. Since the in-chamber pressure provides the force that drives the differential piston, the quenching occurs in auto-adjusting mode. Auto-regulation is enhanced by the fact that a change in the injection intensity is provided not only due to a change (decrease) in the chamber pressure during extinguishing, but also by a decrease in the total passage area of the injection units along the differential piston. At the initial moment of extinguishing, injection is performed through all injection units and through screw channels. Then, after the differential channels of the screw channels, they are excluded from the work. With further movement of the differential piston, the first, then the second, etc., are excluded from work. injection units. Thus, autoregulation consists in adjusting the injection intensity of the corresponding extinguishing stage. At the beginning of the quenching, an intensive injection is necessary for a sharp discharge of the chamber pressure due to cooling of the gas volume of the combustion chamber. At the subsequent stage of extinguishing, auto-adjustability ensures effective cooling of the structure during a long (up to 1 s or more (compare: “cannon” injection lasts ~ 0.005 s)) irrigation of structural elements in which heat is accumulated. In [Controlled power plants using solid rocket fuel / V.I. Petrenko, M.I.Sokolovsky, G.A. Zykov, S.V. Lyanguzov, etc. Under the general. ed. M.I.Sokolovsky and V.I. Petrenko. - M .: Mechanical Engineering, 2003, 464 pp., Ill., Pp. 180-185] it is shown that the cooling efficiency increases significantly with increasing injection time. The cooling efficiency increases both due to the increased irrigation time, and due to the fact that the injection is made into a gas-vapor volume, which already has a low pressure. The lower this pressure, the less unreacted droplets of the cooler are discharged from the chamber through the nozzle with the free flow of the vapor-gas mixture. The tangential inclination of the holes of the injection units and screw channels create a vortex swirl of the vapor-gas mixture, pressing centrifugal forces of a drop of cooler against the wall. This creates an additional obstacle to the removal of unreacted drops of the cooler during the free flow of the vapor-gas mixture through the nozzle. Auto-adjustability associated with a decrease in the speed of movement of the differential piston in the second stage of quenching provides the approach of the differential piston to its final position with a minimum speed. This minimizes the dynamic loads (impact) on the aircraft during the process of extinguishing.

Данное техническое решение не известно из патентной и технической литературы.This technical solution is not known from the patent and technical literature.

Изобретение поясняется следующим графическим материалом:The invention is illustrated by the following graphic material:

на фиг.1 показан РДТТ в исходном состоянии;figure 1 shows the solid propellant rocket motor in the initial state;

на фиг.2 показаны разрезы А-А и Б-Б фиг.1;figure 2 shows sections aa and bb of figure 1;

на фиг.3 показаны выноски В и Г фиг.1;figure 3 shows the leaders B and D of figure 1;

на фиг.4 показан РДТТ на начальной стадии гашения (гашения газового объема);figure 4 shows the solid propellant rocket motor at the initial stage of quenching (gas quenching);

на фиг.5 показаны разрезы Д-Д и Ж-Ж фиг.4;figure 5 shows the sections DD and FJ figure 4;

на фиг.6 показан РДТТ на второй стадии гашения (охлаждения прогретых элементов конструкции).figure 6 shows the solid propellant rocket motor in the second stage of quenching (cooling of heated structural elements).

Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус 1, сопло 2 и узел гидрогашения 3 (УГТ). УГГ 3 состоит из дифференциального поршня 4, установленного с возможностью продольного перемещения в стакане 5, подпоршневая полость 6 которого заполнена жидким хладагентом 7. Наружное теплозащитное покрытие стакана 5 выполнено из быстроуносимых материалов, т.е. из материалов, минимально накапливающих тепло. УГГ 3 закреплен посредством стоек 8 внутри корпуса 1. Стойки 8 установлены на открытом торце стакана 5 и закреплены на переднем днище корпуса 1. Дифференциальный поршень 4 зафиксирован стопорным устройством 9. Часть 10 дифференциального поршня 4, имеющая малый диаметр, выведена в расширяющуюся часть сопла 2. При работе РДТТ торец части 10 дифференциального поршня 4, имеющей малый диаметр, находится в зоне низкого давления. Узлы впрыска 11 выполнены в цилиндрической стенке стакана 5 или в обоймах 12 и расположены в несколько рядов, распределенных по длине стакана 5. Если узлы впрыска 11 выполнены в обоймах 12, то обоймы 12 размещены с возможностью продольного перемещения на наружной поверхности стакана 5. Они имеют Г-образное сечение (фиг.3), полка которого контактирует с ободом 13, выполненным на наружной поверхности стакана 5, и образует внутреннюю полость 14 обоймы 12. Внутренняя полость 14 обоймы 12 сообщена с внутренней полостью стакана 5 (которая в исходном состоянии РДТТ совпадает с подпоршневой полостью 6). Узлы впрыска 11 выполнены в виде отверстий 15, имеющих тангенциальный наклон к цилиндрической стенке стакана 5 (фиг.5). Вблизи открытого торца стакана 5 на его цилиндрической стенке с внутренней стороны выполнены винтовые каналы 16. РДТТ снаряжен зарядом 17 и воспламенителем 18.The solid fuel rocket engine comprises a housing 1, a nozzle 2, and a hydro-quenching unit 3 (UGT). UGG 3 consists of a differential piston 4, mounted with the possibility of longitudinal movement in the cup 5, the piston cavity 6 of which is filled with liquid refrigerant 7. The outer heat-shielding coating of the cup 5 is made of quick-wearing materials, i.e. from materials that store heat minimally. UGG 3 is fixed by means of racks 8 inside the housing 1. The racks 8 are mounted on the open end of the glass 5 and mounted on the front bottom of the housing 1. The differential piston 4 is fixed by the locking device 9. Part 10 of the differential piston 4, having a small diameter, is displayed in the expanding part of the nozzle 2 During operation of the solid propellant rocket motor, the end face of part 10 of the differential piston 4 having a small diameter is in the low pressure zone. The injection units 11 are made in the cylindrical wall of the glass 5 or in the clips 12 and are arranged in several rows distributed along the length of the glass 5. If the injection nodes 11 are made in the clips 12, the clips 12 are placed with the possibility of longitudinal movement on the outer surface of the glass 5. They have L-shaped cross-section (figure 3), the shelf of which is in contact with the rim 13, made on the outer surface of the glass 5, and forms the inner cavity 14 of the holder 12. The internal cavity 14 of the holder 12 is in communication with the internal cavity of the glass 5 (which in the initial state P DTT coincides with the piston cavity 6). The injection nodes 11 are made in the form of holes 15 having a tangential inclination to the cylindrical wall of the glass 5 (figure 5). Near the open end of the glass 5, screw channels 16 are made on its cylindrical wall from the inside. The solid propellant rocket motor is equipped with a charge 17 and an igniter 18.

Устройство работает следующим образом. The device operates as follows.

Запуск РДТТ производится при подаче тока на пиропатрон воспламенителя 18. После срабатывания воспламенителя 18 и соответствующего воспламенения заряда 17 появляется давление продуктов сгорания в корпусе 1 и РДТТ выходит на режим маршевой тяги. Внутрикамерное давление в подпоршневую полость 6 стакана 5 при этом не передается, т.к. воздействие этого давления на дифференциальный поршень 4 воспринимается стопорным устройством 9, удерживающим дифференциальный поршень 4 на месте. Соответственно, давление жидкого хладагента 7 равно нулю. Обоймы 12 узлов впрыска 11 при этом находятся в закрытом положении. При подаче команды на отсечку тяги срабатывает стопорное устройство 9 и дифференциальный поршень 4 расфиксируется. Давление жидкого хладагента 7 при этом возрастает до значения, превышающего (вследствие разности площадей (со стороны газа и со стороны хладагента 7) дифференциального поршня 4) давление продуктов сгорания в корпусе 1. Давление жидкого хладагента 7 во внутренних полостях 14 обойм 12 сдвигает обоймы 12 таким образом, что отверстия 15 становятся открытыми. Начинается движение дифференциального поршня 4, вытесняющего жидкий хладагент 7 из подпоршневой полости 6 в корпус 1 в авторегулируемом режиме. Уравнения, описывающие движение дифференциального поршня 4, а также процессы в УГГ 3 и корпусе 1 приведены в [там же, страницы 193-197]. Начальная стадия гашения длится 0,003-0,006 с. Она характеризуется быстрым разгоном дифференциального поршня 4 под действием высокого (пока не наступило гашение) давления в корпусе 1 и интенсивным впрыском через все узлы впрыска 11 и винтовые каналы 16 (фиг.4). Большая часть расхода впрыскиваемого жидкого хладагента 7 приходится именно на винтовые каналы 16, работающие подобно большой центробежной форсунке. При этом вихревой поток «стекает» со стоек 8 в тангенциальном направлении (фиг.5). В корпусе 1 у переднего днища возникает зона, занятая холодной парогазовой смесью, распространяющаяся по свободному объему к соплу 2 (фиг.6). Дифференциальный поршень 4 на момент окончания первой стадии гашения (гашения газового объема) проходит зону винтовых каналов 16, впрыск через которые прекращается. Скорость дальнейшего движения дифференциального поршня 4 (и соответственно интенсивность впрыска) уменьшается. Это обусловлено падением давления в корпусе 1 при гашении газового объема и уменьшением суммарной проходной площади узлов впрыска 11 вследствие исключения из работы винтовых каналов 16. При дальнейшем движении дифференциального поршня 4 из работы исключаются первый, потом второй и т.д. узлы впрыска 11. Т.е. «работают» узлы впрыска 11, находящиеся вблизи сопла 2, к которому движется при своем распространении зона, занятая парогазовой смесью. «Работающие» узлы впрыска помимо орошения горячих стенок обеспечивают подпитку зоны, занятой парогазовой смесью. Скорость движения дифференциального поршня 4 (и соответственно интенсивность впрыска) все время уменьшается. Авторегулируемость процесса гашения обеспечивает эффективное охлаждение конструкции в процессе длительного (до 1 с и более) орошения элементов конструкции, в которых накоплено тепло. Результатом описанных процессов является эффективное и надежное гашение.The start of the solid propellant rocket motor is performed by applying current to the igniter igniter 18. After the igniter 18 is activated and the ignition of the charge 17 is activated, the pressure of the combustion products appears in the housing 1 and the solid propellant rocket engine enters the march mode. Intracameral pressure in the piston cavity 6 of the cup 5 is not transmitted, because the effect of this pressure on the differential piston 4 is perceived by the locking device 9 holding the differential piston 4 in place. Accordingly, the pressure of the liquid refrigerant 7 is zero. The clips 12 of the injection units 11 are in the closed position. When a command is issued to cut off the thrust, the locking device 9 is activated and the differential piston 4 is released. The pressure of the liquid refrigerant 7 increases to a value that exceeds (due to the difference in area (on the gas side and on the refrigerant 7 side) of the differential piston 4) the pressure of the combustion products in the housing 1. The pressure of the liquid refrigerant 7 in the internal cavities 14 of the cage 12 shifts the cage 12 so so that the holes 15 become open. The movement of the differential piston 4 begins, displacing the liquid refrigerant 7 from the sub-piston cavity 6 into the housing 1 in auto-adjusting mode. The equations describing the movement of the differential piston 4, as well as the processes in the UGG 3 and the housing 1 are given in [ibid., Pages 193-197]. The initial stage of blanking lasts 0.003-0.006 s. It is characterized by rapid acceleration of the differential piston 4 under the action of high (until quenching) pressure in the housing 1 and intensive injection through all injection nodes 11 and screw channels 16 (Fig. 4). Most of the flow rate of the injected liquid refrigerant 7 falls precisely on the screw channels 16, operating like a large centrifugal nozzle. When this vortex flow "flows" from the struts 8 in the tangential direction (figure 5). In the housing 1 at the front bottom there is a zone occupied by a cold vapor-gas mixture, which propagates through the free volume to the nozzle 2 (Fig.6). The differential piston 4 at the end of the first stage of extinguishing (extinguishing the gas volume) passes through the area of the screw channels 16, the injection through which stops. The speed of further movement of the differential piston 4 (and, accordingly, the injection intensity) decreases. This is due to the pressure drop in the housing 1 during gas volume quenching and a decrease in the total passage area of the injection units 11 due to the exclusion of the screw channels 16. The first, then the second, etc., are excluded from the operation of the differential piston 4. injection units 11. I.e. “Work” injection units 11 located near the nozzle 2, to which the zone occupied by the vapor-gas mixture moves with its propagation. “Working” injection units, in addition to irrigation of the hot walls, provide fuel for the zone occupied by the gas-vapor mixture. The speed of the differential piston 4 (and, accordingly, the injection intensity) decreases all the time. The auto-regulation of the quenching process provides effective cooling of the structure during prolonged (up to 1 s or more) irrigation of structural elements in which heat is accumulated. The result of the described processes is an effective and reliable blanking.

Технико-экономическая эффективность предлагаемого изобретения по сравнению с прототипом, в качестве которого выбран ракетный двигатель твердого топлива [Патент РФ №2100635], заключается в обеспечении возможности авторегулируемого гидрогашения для РДТТ, имеющих большое удлинение корпуса.The technical and economic efficiency of the present invention compared to the prototype, for which a solid propellant rocket engine is selected [RF Patent No. 2100635], is to provide the possibility of self-regulating hydro quenching for solid propellant rocket engines having a large elongation of the housing.

Claims

1. A rocket engine of solid fuel, comprising a housing, a nozzle and a hydro-quenching unit, consisting of a differential piston fixed by a locking device formed by parts of large and small diameters, and mounted with the possibility of longitudinal movement in a glass filled with liquid refrigerant, and injection units, characterized in that the hydro-quenching unit is fixed by means of struts inside the housing, the part of the differential piston having a small diameter is brought into the expanding part of the nozzle, the injection units are made into a cylinder the glass wall or in the holders and are arranged in several rows distributed along the length of the glass.

2. The rocket engine of solid fuel according to claim 1, characterized in that near the open end of the glass on the cylindrical wall from the inside there are screw channels.

3. The rocket engine of solid fuel according to claim 1 or 2, characterized in that the racks fastening the hydro-quenching unit are mounted on the open end of the glass and mounted on the front bottom of the housing.

4. The rocket engine of solid fuel according to claim 1, characterized in that the injection units are made in the form of holes having a tangential inclination to the cylindrical wall of the glass.

5. The rocket engine of solid fuel according to claim 1, characterized in that the cages in which the injection units are made are arranged to move longitudinally on the outer surface of the cup and have an L-shaped cross section, the shelf of which is in contact with the rim made on the outer surface of the cup , and forms the inner cavity of the holder, communicated with the inner cavity of the glass.