RU2435979C1

RU2435979C1 - Double-pulse solid-propellant rocket engine

Info

Publication number: RU2435979C1
Application number: RU2010118879/06A
Authority: RU
Inventors: Геннадий Васильевич Куценко (RU); Геннадий Васильевич Куценко; Георгий Николаевич Амарантов (RU); Георгий Николаевич Амарантов; Дмитрий Михайлович Егоров (RU); Дмитрий Михайлович Егоров; Владимир Степанович Самохин (RU); Владимир Степанович Самохин; Генрих Николаевич Баранов (RU); Генрих Николаевич Баранов; Людмила Васильевна Меринова (RU); Людмила Васильевна Меринова; Тамара Михайловна Беклемышева (RU); Тамара Михайловна Беклемышева; Виктор Яковлевич Шамраев (RU); Виктор Яковлевич Шамраев; Владимир Алексеевич Сорокин (RU); Владимир Алексеевич Сорокин; Михаил Дмитриевич Граменицкий (RU); Михаил Дмитриевич Граменицкий
Original assignee: Открытое акционерное общество "Машиностроительное конструкторское бюро "Искра" имени И.И. Картукова
Priority date: 2010-05-11
Filing date: 2010-05-11
Publication date: 2011-12-10

Abstract

FIELD: engines and pumps. ^ SUBSTANCE: double-pulse solid-propellant rocket engine includes front bottom, housing, charges of the second and the first mode, which are installed in it in series, igniters, dividing plate and nozzle. Charge of the second mode represents channel-slot charge the slot cutouts of which are made in pairs so that slot cutouts located opposite each other have various length. Lengths of long and short slot cutouts and their height is determined by ratios protected by this invention. ^ EFFECT: invention allows providing stable thrust characteristics of rocket engine and improving its reliability. ^ 3 dwg

Description

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании летательных аппаратов, содержащих двухимпульсный ракетный двигатель твердого топлива.The invention relates to rocket technology and can be used to create aircraft containing a two-pulse solid fuel rocket engine.

В настоящее время существует повышенный интерес к двухимпульсным ракетным двигателям твердого топлива с паузой между режимами работы. В таком двигателе реализуется оптимальное распределение энергии по времени работы (многорежимность, паузы между режимами). Эффективность применения такого типа двигателя хорошо прослеживается на примере авиационных ракет класса «воздух-воздух», где однорежимные РДТТ (I поколение) были заменены вначале на многорежимные, в основном, двухрежимные (II поколение) с изменяемым вектором тяги, дальность полета ракеты увеличилась до 30÷50%. Затем между режимами работы была организована пауза - двухрежимным ракетным двигателям твердого топлива с паузой между режимами работы (двухимпульсный РДТТ) (III поколение) с приростом дальности полета ракеты еще на 30÷50%.Currently, there is an increased interest in dual-pulse solid fuel rocket engines with a pause between operating modes. In such an engine, an optimal energy distribution is realized over the operating time (multi-mode, pauses between modes). The effectiveness of the use of this type of engine can be clearly seen in the example of air-to-air missiles, where single-mode solid propellant rocket engines (1st generation) were initially replaced by multi-mode, mainly dual-mode (2nd generation) with a variable thrust vector, the flight range of the rocket increased to 30 ÷ 50%. Then, a pause was organized between the operating modes — for dual-mode solid fuel rocket engines with a pause between the operating modes (two-pulse solid propellant solid propellant rocket engine) (III generation) with an increase in the missile flight range by another 30 ÷ 50%.

Известна конструкция ракетного двигателя твердого топлива по патенту US №4999997, МПК F02K 9/04. Недостатком такой конструкции является наличие удлиненного теплового барьера, а также наличие сложного устройства для его закрепления и вскрытия, что приводит к понижению коэффициента массового совершенства РДТТ и снижает надежность двигателя из-за сложности конструкции. При воспламенении заряда второго режима тепловой барьер, соприкасаясь с поверхностью топлива, способствует неравномерному воспламенению горящей поверхности, следовательно, приводит к нерасчетному режиму работы заряда и к значительному увеличению разбросов внутрибаллистических параметров двигателя, также тепловой барьер вместе с элементами крепления выбрасывается через сопло, что ограничивает область применения такого двигателя.A known design of a rocket engine of solid fuel according to US patent No. 4999997, IPC F02K 9/04. The disadvantage of this design is the presence of an elongated thermal barrier, as well as the presence of a complex device for fixing and opening it, which leads to a decrease in the mass perfection coefficient of solid propellant rocket motor and reduces the reliability of the engine due to the complexity of the design. When the charge of the second mode is ignited, the thermal barrier, in contact with the surface of the fuel, promotes uneven ignition of the burning surface, therefore, leads to an off-design mode of charge operation and a significant increase in the dispersion of the ballistic parameters of the engine, and the thermal barrier along with the fastening elements is ejected through the nozzle, which limits the region application of such an engine.

Известна конструкция заряда твердого топлива для ракетного двигателя с двумя и более ступенями тяги по патенту RU №2131053, МПК F02K 9/12. Недостатком указанной конструкции является трудность обеспечения стабильности горения разделяющей шашки, так как ее горение происходит на режиме спада давления в камере сгорания заряда первого режима, к тому же горение дигрессивных остатков топлива оказывает существенное влияние на горение разделяющей шашки. Все эти факторы приводят к сложно прогнозируемому горению разделяющей шашки (разделительной перегородки), что не позволяет надежно отсекать тягу между режимами работы ракетного двигателя и приводит к нерасчетному режиму работы заряда второго режима, а следовательно, к значительному увеличению разбросов внутрибаллистических параметров.A known design of the charge of solid fuel for a rocket engine with two or more thrust levels according to patent RU No. 2131053, IPC F02K 9/12. The disadvantage of this design is the difficulty of ensuring the stability of the combustion of the separating checker, since its combustion occurs in the mode of pressure drop in the combustion chamber of the charge of the first mode, moreover, the combustion of digestive residues of fuel has a significant effect on the combustion of the separating checker. All these factors lead to difficult to predict combustion of the separating checkers (dividing septum), which does not allow reliably cutting off the thrust between the operating modes of the rocket engine and leads to an off-design charge mode of the charge of the second mode, and therefore, to a significant increase in the scatter of the ballistic parameters.

Известны конструкции ракетного двигателя твердого топлива по патентам RU №2347931, МПК F02K 9/28, RU №2272927, МПК F02K 9/28, RU №2343302, МПК F02K 9/28. Недостатком указанных конструкций является наличие теплоизолирующего рукава, требующего сложную систему воспламенения, приводящую к большим разбросам времени выхода на режим. При воспламенении заряда второго режима теплоизолирующий рукав способствует неравномерному воспламенению горящей поверхности, следовательно, приводит к нерасчетному режиму работы заряда и к значительному увеличению разбросов внутрибаллистических параметров ракетного двигателя. Разрушение теплоизолирующего рукава и последующий выброс его через сопло ограничивает область применения такого двигателя.Known designs of a rocket engine of solid fuel according to patents RU No. 2347931, IPC F02K 9/28, RU No. 2272927, IPC F02K 9/28, RU No. 2343302, IPC F02K 9/28. The disadvantage of these designs is the presence of a heat-insulating sleeve, requiring a complex ignition system, leading to large variations in the time required to reach the mode. When the charge of the second mode is ignited, the heat-insulating sleeve contributes to uneven ignition of the burning surface, therefore, leads to an off-design charge mode and to a significant increase in the scatter of the ballistic parameters of the rocket engine. The destruction of the insulating sleeve and its subsequent discharge through the nozzle limits the scope of such an engine.

Конструкция по патенту RU №2343302, МПК F02K 9/28, заявка 2007109036/06 от 12.03.2007 г., опубликована 10.01.2009 г. принимается авторами за прототип.The design according to patent RU No. 2343302, IPC F02K 9/28, application 2007109036/06 dated 03/12/2007, published on 01/10/2009, is accepted by the authors as a prototype.

Задачей настоящего изобретения является оптимизация распределения энергии по времени работы двухимпульсного ракетного двигателя твердого топлива и повышение надежности его работы.The objective of the present invention is to optimize the distribution of energy over the operating time of a two-pulse solid fuel rocket engine and increase its reliability.

Для оптимизации энергии по времени работы ракетного двигателя необходимо обеспечить минимальное отклонение времени задержки между режимами работы ракетного двигателя, обеспечить закон горения заряда второго режима, близкого к «нейтральному». Закон горения, близкий к «нейтральному», позволяет снизить разброс внутрибаллистических параметров ракетного двигателя и обеспечить стабильные тяговые характеристики ракетного двигателя, следовательно, повысить надежность ракетного двигателя.To optimize the energy over the operating time of the rocket engine, it is necessary to ensure a minimum deviation of the delay time between the modes of operation of the rocket engine, to ensure the law of charge burning of the second mode, close to "neutral". The combustion law, which is close to "neutral," allows one to reduce the spread of the ballistic parameters of the rocket engine and to provide stable traction characteristics of the rocket engine, and therefore, to increase the reliability of the rocket engine.

Технический результат достигается за счет того, что двухимпульсный ракетный двигатель твердого топлива (фиг.1) содержит переднее днище 1, корпус 5, последовательно установленные в нем заряды второго 3 и первого режима 6, воспламенители 2, разделительную перегородку 4, сопло 7. Заряд второго режима (фиг.2) представляет собой канально-щелевой заряд, у которого щелевые вырезы выполнены попарно так, что расположенные напротив друг друга щелевые вырезы имеют разную длину, причем длина длинного щелевого выреза l_б составляет 0,25÷0,35 длины заряда L [l_б=(0,25÷0,35)L], длина короткого щелевого выреза l_м составляет 0,10÷0,20 длины заряда L [l_м=(0,10÷0,20)L], высота щелевых вырезов h одинакова и составляет 0,60÷0,80 толщины горящего свода е [h=(0,60÷0,80)е].The technical result is achieved due to the fact that the two-pulse rocket engine of solid fuel (Fig. 1) contains a front bottom 1, a housing 5, successively installed charges of the second 3 and the first mode 6, igniters 2, a dividing wall 4, a nozzle 7. The charge of the second mode (figure 2) is a channel-gap charge, in which the slotted cutouts are made in pairs so that the slotted cutouts located opposite each other have different lengths, and the length of the long slotted cutout l _b is 0.25 ÷ 0.35 of the charge length L [l _b = (0, 25 ÷ 0.35) L], the length of the short slotted notch l _m is 0.10 ÷ 0.20 charge length L [l _m = (0.10 ÷ 0.20) L], the height of the slotted notches h is the same and is 0 , 60 ÷ 0.80 of the thickness of the burning roof e [h = (0.60 ÷ 0.80) e].

Двухимпульсный ракетный двигатель твердого топлива работает по следующему принципу. Часть корпуса 5 от разделительной перегородкой 4 до сопла 7 образует камеру сгорания заряда первого режима, другая часть корпуса 5 от переднего днища 1 до разделительной перегородкой 4 образует камеру сгорания заряда второго режима. После срабатывания воспламенителя 2 заряда первого режима происходит воспламенение заряда первого режима 6, продукты сгорания истекают через сопло 7. После работы заряда первого режима 6 срабатывает воспламенитель 2 заряда второго режима и происходит воспламенение заряда второго режима 3, продукты сгорания истекают через камеру сгорания заряда первого режима и сопло 7.A two-pulse solid fuel rocket engine operates according to the following principle. Part of the housing 5 from the dividing wall 4 to the nozzle 7 forms a charge combustion chamber of the first mode, the other part of the housing 5 from the front bottom 1 to the dividing wall 4 forms the charge combustion chamber of the second mode. After the igniter 2 of the charge of the first mode is ignited, the charge of the first mode 6 is ignited, the combustion products expire through the nozzle 7. After the charge of the first mode 6, the igniter 2 of the charge of the second mode is ignited and the charge of the second mode 3 is ignited, the combustion products expire through the combustion chamber of the charge of the first mode and nozzle 7.

Кривая поверхности горения S предлагаемого канально-щелевого заряда от свода 6 представлена на фиг.3. Как видно из графика, функция поверхности горения от свода S(e) практически совпадает со средней поверхностью горения S_cp (закон горения, близкий к «нейтральному»). На ПЭВМ были проведены расчеты 20 зарядов в диапазоне калибра 1÷6 с варьированием по всем трем параметрам и учетом из взаимного влияния (l_б, l_м, h). Результаты показывают, что предлагаемая конструкция заряда позволяет получить придельное отклонение поверхности горения ΔS на уровне 3,0÷6,0% (для сравнения, для заряда с равными щелями на уровне 5,0÷10,0%). По результатам расчета были подобраны оптимальные диапазоны параметров, увеличение или уменьшение диапазонов хотя бы по одному из параметров приводит к увеличению предельного отклонения поверхности горения от среднего значения.The curve of the combustion surface S of the proposed channel-gap charge from the arch 6 is presented in figure 3. As can be seen from the graph, the function of the combustion surface from the arch S (e) practically coincides with the average combustion surface S _cp (the combustion law is close to "neutral"). On a PC, calculations of 20 charges were carried out in the range of caliber 1 ÷ 6 with variation in all three parameters and taking into account the mutual influence (l _b , l _m , h). The results show that the proposed charge design allows to obtain a specific deviation of the combustion surface ΔS at a level of 3.0 ÷ 6.0% (for comparison, for a charge with equal slots at a level of 5.0 ÷ 10.0%). Based on the calculation results, optimal parameter ranges were selected, increasing or decreasing ranges of at least one of the parameters leads to an increase in the maximum deviation of the combustion surface from the average value.

Для обеспечения минимального отклонения времени задержки между режимами работы ракетного двигателя, заряд второго режима должен воспламеняться как можно быстрее, т.е. цепочка воспламенения должна включать в себя минимум элементов. Предлагаемая конструкция ракетного двигателя в сравнении с прототипом исключает один элемент (теплоизолирующий рукав), следовательно, повышается надежность воспламенения и уменьшается разброс времени выхода на режим, затрачивается меньше энергии на воспламенение заряда.To ensure a minimum deviation of the delay time between the rocket engine operating modes, the charge of the second mode should be ignited as quickly as possible, i.e. the ignition chain must include a minimum of elements. The proposed design of the rocket engine in comparison with the prototype excludes one element (heat insulating sleeve), therefore, the reliability of ignition is increased and the spread of the time to exit to the mode is reduced, less energy is spent on ignition of the charge.

Такая конструкция двухимпульсного двигателя твердого топлива обеспечивает оптимальное распределение энергии по времени работы ракетного двигателя, оптимальное распределение энергии заряда второго режима (стабильные тяговые характеристики ракетного двигателя), повышает надежность ракетного двигателя.This design of a two-pulse solid fuel engine provides an optimal distribution of energy over the operating time of a rocket engine, an optimal distribution of charge energy of the second mode (stable traction characteristics of a rocket engine), and increases the reliability of a rocket engine.

Claims

A two-pulse solid fuel rocket engine contains a front bottom, a housing, second and first mode charges installed in it, igniters, a dividing wall, a nozzle, characterized in that the second mode charge is a channel-gap charge, in which the slotted cutouts are made in pairs so that the slit cutouts located opposite each other have different lengths, the length of the long slot cut l _b being 0.25 ÷ 0.35 of the charge length L [l _b = (0.25 ÷ 0.35) L], the length of the short slot cut l _{m was} it has 0.10 ÷ 0.20 charge length L [l _m = (0.10 ÷ 0.20) L], the height of the slotted cut-outs h is the same and is 0.60 ÷ 0.80 of the thickness of the burning roof e [h = (0 , 60 ÷ 0.80) e].