RU2443895C1

RU2443895C1 - Adjustable solid-propellant rocket engine

Info

Publication number: RU2443895C1
Application number: RU2010136793/06A
Authority: RU
Inventors: Юрий Мавлютович Ахметов (RU); Юрий Мавлютович Ахметов; Александр Борисович Бачурин (RU); Александр Борисович Бачурин; Евгений Владимирович Стрельников (RU); Евгений Владимирович Стрельников; Владимир Александрович Целищев (RU); Владимир Александрович Целищев
Priority date: 2010-09-02
Filing date: 2010-09-02
Publication date: 2012-02-27

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: proposed engine comprises combustion chamber with igniter arranged at its bottom, injector, thrust control device and hydraulic damper assembly. Combustion chamber houses solid-propellant charge and pressure pickup mounted therein and connected with feedback pickup and onboard computer. Thrust control assembly comprises actuator with rod to accommodate motion transducer. Hydraulic damper assembly comprises injector, flow rate meter, solenoid valve arranged in fuel pressure line, air-charged accumulator and fluid coolant pressure pickup. Solid-propellant charge has channels filled with coolant forced by pistons and communicated with flow dividers. Hydraulic damper assembly and combustion chamber are communicated via extra branch pipe and second controlled flow rate meter.

EFFECT: improved control over thrust vector.

1 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационной и ракетной техники и может быть использовано в управляемых летательных аппаратах.The invention relates to the field of aviation and rocket technology and can be used in controlled aircraft.

Известен ракетный двигатель твердого топлива (патент РФ №2148726, кл. F02K 9/86, 1999), состоящий из заряда в виде топливной шашки, сверхзвукового сопла с центральным телом, закрепленным на тонкостенной обжимной трубке, связанной с подвижным торцом шашки, и направляющей, закрепленной на дне корпуса со стороны, противоположной соплу. Конструкция осуществляет автоматическую настройку сопла в соответствии с начальной температурой горения твердого топлива, что обеспечивает устойчивую работу стабилизатора тяги с замкнутым управлением по давлению в камере сгорания и ускорению ракеты, уменьшающего разброс тяги двигателя при разбросе параметров твердого топлива.Known rocket engine of solid fuel (RF patent No. 2148726, class F02K 9/86, 1999), consisting of a charge in the form of a fuel checker, a supersonic nozzle with a central body mounted on a thin-walled crimp tube connected to the movable end face of the checker, and a guide, fixed on the bottom of the casing from the side opposite the nozzle. The design automatically adjusts the nozzle in accordance with the initial combustion temperature of solid fuel, which ensures stable operation of the thrust stabilizer with closed control of the pressure in the combustion chamber and acceleration of the rocket, which reduces the dispersion of the engine thrust when scattering the parameters of solid fuel.

Существенным недостатком данной конструкции является значительное увеличение давления в камере сгорания при большой глубине регулирования и усложнение конструкции двигателя.A significant drawback of this design is a significant increase in pressure in the combustion chamber with a large depth of regulation and the complexity of the engine design.

Известна конструкция ракетного двигателя твердого топлива (патент РФ №2134814, кл. F02K 9/08, 1999), содержащая корпус, сопло, заряд, устройство воспламенения, узел гидрогашения, дифференциальный поршень, зафиксированный замком фиксации. В данной конструкции управляющий клапан, открывая и перекрывая в нужные моменты каналы (являющиеся устройством впрыска), вместе с обратным клапаном обеспечивают автоматическую работу узла гидрогашения: гашение и перезарядку (т.е. возврат узла гидрогашения в исходное положение), позволяя тем самым производить многократное гашение.A known design of a rocket engine of solid fuel (RF patent No. 2134814, class F02K 9/08, 1999), comprising a housing, a nozzle, a charge, an ignition device, a hydraulic quenching unit, a differential piston fixed by a locking lock. In this design, the control valve, opening and blocking the channels (being an injection device) at the right moments, together with the check valve provide automatic operation of the hydrofueling unit: extinguishing and recharging (i.e., returning the hydroforming unit to its original position), thereby allowing multiple cancellation.

Существенным недостатком данной конструкции являются большие динамические нагрузки (удар) на элементы узла гидрогашения дифференциальным поршнем, разогнанным до огромной скорости (что неизбежно требуется для осуществления впрыска за 0,003 с).A significant drawback of this design is the large dynamic loads (impact) on the elements of the hydro-quenching unit by a differential piston, accelerated to a tremendous speed (which is inevitably required for an injection in 0.003 s).

Также известен ракетный двигатель твердого топлива с гидрорегулированием, конструкция которого приводится в литературе (В.И.Петренко, М.И.Соколовский, Г.А.Зыков, С.В.Лянгузов, А.И.Тодощенко, В.Л.Попов, Б.Ф.Потапов, В.В.Севастьянов, С.Г.Ярушин. /Под общ. ред. М.И.Соколовского и В.И.Петренко. Управляемые энергетические установки на твердом топливе. М.: Машиностроение, 2003 г. (стр.154)), содержащий заряд твердого топлива с выполненным внутри цилиндрическим каналом, соединенным через специальный регулирующий клапан с дополнительной камерой. Канал заполнен жидким хладагентом (например, спиртом, керосином, минеральным маслом, водой), который под влиянием давления в камере сгорания двигателя выдавливается из каналов через регулирующий клапан с определенной скоростью. Выдавливая хладагент из канала, горячие продукты сгорания проникают в освободившуюся полость канала и поджигают стенки каналов, в результате чего торцевая горящая поверхность заряда преобразуется в коническую. Скорость сгорания вдоль стенок канала заряда определяется скоростью выдавливания хладагента из каналов, и ее можно регулировать в достаточно широком диапазоне. Для регулирования не нужен дополнительный источник питания: движение хладагента осуществляется за счет энергии самого ракетного двигателя твердого топлива. К недостаткам такой системы относятся:Also known is a solid-fuel rocket engine with hydraulic control, the design of which is given in the literature (V.I. Petrenko, M.I.Sokolovsky, G.A. Zykov, S.V. Lyanguzov, A.I. Todoshenko, V.L. Popov , B.F. Potapov, V.V. Sevastyanov, S.G. Yarushin./ Under the general editorship of M.I.Sokolovsky and V.I. Petrenko. Controlled power plants using solid fuel. M: Engineering, 2003 d. (p. 154)), containing a charge of solid fuel with a cylindrical channel made inside, connected through a special control valve to an additional chamber. The channel is filled with liquid refrigerant (for example, alcohol, kerosene, mineral oil, water), which is squeezed out of the channels through the control valve at a certain speed under the influence of pressure in the combustion chamber of the engine. Squeezing out the refrigerant from the channel, the hot combustion products penetrate into the freed cavity of the channel and set fire to the walls of the channels, as a result of which the end burning surface of the charge is converted into a conical one. The combustion rate along the walls of the charge channel is determined by the rate of extrusion of the refrigerant from the channels, and it can be controlled over a wide enough range. For regulation, an additional power source is not needed: the movement of the refrigerant is carried out due to the energy of the solid propellant rocket engine itself. The disadvantages of such a system include:

- трудности обеспечения совместимости хладагента и заряда твердого топлива при выполнении гарантийных сроков хранения;- difficulties in ensuring compatibility of the refrigerant and the charge of solid fuel when fulfilling warranty storage periods;

- конструктивные сложности, связанные с реализацией надежной защиты каналов заряда от «проскока» пламени из камеры сгорания во время работы ракетного двигателя твердого топлива;- design difficulties associated with the implementation of reliable protection of the charge channels from the "leakage" of the flame from the combustion chamber during operation of the rocket engine of solid fuel;

- не обеспечивается рациональное формирование поверхности горения, исключающее повышение на переходном режиме текущего значения площади горящей поверхности над заданным значением площади поверхности горения после выхода ракетной двигательной установки на установившийся режим.- the rational formation of the combustion surface is not ensured, which excludes the increase in the transitional mode of the current value of the burning surface area above the set value of the combustion surface area after the rocket propulsion system reaches steady state.

Наиболее близким является регулируемый ракетный двигатель твердого топлива (патент РФ №2323364, кл. F02K 9/92, 2006), содержащий камеру сгорания, сопло, заряд твердого топлива, датчик давления, вмонтированный в камеру сгорания, бортовую электронную вычислительную машину, узел управления тягой, содержащий исполнительный механизм, и узел гидрогашения. Камера сгорания содержит установленный в ее днище воспламенитель и датчик температуры. Узел гидрогашения содержит форсунку, датчик расхода, электромагнитный клапан, установленный на напорной линии трубопровода, пневмогидроаккумулятор, часть корпуса которого заполнена жидким хладагентом, а другая часть - твердым топливом, и датчик давления жидкого хладагента. На штоке исполнительного механизма узла управления тягой установлен датчик перемещения. В конструкцию двигателя также входят датчики обратной связи, связанные с бортовой электронной вычислительной машиной. Изобретение позволяет регулировать величину тяги ракетного двигателя твердого топлива и обеспечить надежное его выключение.The closest is an adjustable solid fuel rocket engine (RF patent No. 2323364, class F02K 9/92, 2006) containing a combustion chamber, a nozzle, a charge of solid fuel, a pressure sensor mounted in the combustion chamber, an on-board electronic computer, a traction control unit comprising an actuator and a hydrofencing unit. The combustion chamber contains an igniter and a temperature sensor installed in its bottom. The hydraulic extinguishing unit contains a nozzle, a flow sensor, an electromagnetic valve mounted on the pressure line of the pipeline, a pneumatic accumulator, part of the housing of which is filled with liquid refrigerant, and the other part is solid fuel, and a liquid refrigerant pressure sensor. A displacement sensor is installed on the rod of the actuator of the traction control unit. The engine design also includes feedback sensors associated with the on-board electronic computer. The invention allows to regulate the thrust of a rocket engine of solid fuel and to ensure reliable shutdown.

Существенным недостатком данного двигателя является использование в узле гидрогашения порохового аккумулятора давления, время выхода на режим которого составляет не менее 0,03-0,1 с. Так как это время на порядок больше потребного (0,003 с), впрыск первой порции жидкого хладагента за 0,003 с посредством порохового аккумулятора давления труднореализуем, т.е. в первый момент времени не обеспечивается потребный расход впрыска жидкого хладагента. А это в свою очередь или делает невозможным гашение, что не позволяет осуществлять глубокое управление модулем тяги ракетной двигательной установки, или вызывает необходимость иметь на борту существенно (в десятки раз) большую массу хладагента.A significant drawback of this engine is the use of a pressure accumulator in the hydro-quenching unit, the exit time to the mode of which is at least 0.03-0.1 s. Since this time is an order of magnitude longer than required (0.003 s), the injection of the first portion of liquid refrigerant in 0.003 s by means of a powder pressure accumulator is difficult to realize, i.e. at the first moment of time, the required flow rate of liquid refrigerant injection is not provided. And this, in turn, either makes it impossible to extinguish, which does not allow for deep control of the thrust module of a rocket propulsion system, or makes it necessary to have a significantly (tenfold) higher mass of refrigerant on board.

Технической задачей настоящего изобретения является обеспечение глубокого управления модулем тяги ракетного двигателя твердого топлива с наименьшим временем задержек и расходным материалом, осуществляемое за счет обеспечения рационального формирования поверхности горения, исключающего повышение на переходном режиме текущего значения площади горящей поверхности над заданным значением площади поверхности горения после выхода ракетной двигательной установки на установившийся режим, что позволяет устранить забросы давления в камере, и за счет обеспечения возможности использования части продуктов сгорания топливного заряда в качестве вытесняющего компонента в пневмогидравлической системе подачи хладагента.The technical task of the present invention is the provision of deep control of the thrust module of a rocket engine of solid fuel with the least delay time and consumables, carried out by ensuring the rational formation of the combustion surface, eliminating the increase in the transition mode of the current value of the burning surface area over a given value of the burning surface area after the rocket exit propulsion system to steady state, which eliminates pressure overburden in the kama re, and by providing the possibility of using part of the products of combustion of the fuel charge as a displacing component in the pneumohydraulic refrigerant supply system.

Поставленная задача достигается тем, что регулируемый ракетный двигатель твердого топлива, содержащий камеру сгорания, сопло, заряд твердого топлива, датчик давления (ДД1), вмонтированный в камеру сгорания, датчики обратной связи (ДОС), бортовую электронную вычислительную машину (БЭВМ), узел управления тягой, содержащий исполнительный механизм, на штоке которого установлен датчик перемещения (ДП), узел гидрогашения, в состав которого входит форсунка, датчик расхода (ДР1), электромагнитный клапан, установленный на напорной линии трубопровода, пневмогидроаккумулятор и датчик давления (ДД2) жидкого хладагента, с установленным в днище камеры сгорания воспламенителем, в отличие от прототипа содержит заряд с каналами, заполненными таким же жидким хладагентом, вытесняемым поршнями со скоростью, задаваемой первым управляемым регулятором расхода, снабжен датчиком расхода (ДР2) и делителями потока, предназначенными для равномерного слива хладагента из каналов и рационального формирования поверхности горения, а также имеет дополнительный отвод со вторым управляемым регулятором расхода для отбора части газа из камеры сгорания в узел гидрогашения.This object is achieved in that an adjustable solid fuel rocket engine containing a combustion chamber, a nozzle, a solid fuel charge, a pressure sensor (DD1) mounted in a combustion chamber, feedback sensors (DOS), an on-board electronic computer (BEWM), a control unit a rod containing an actuator, on the rod of which a displacement sensor (DP) is installed, a hydro-quenching unit, which includes a nozzle, a flow sensor (DR1), an electromagnetic valve mounted on a pressure line a, a pneumatic accumulator and a pressure sensor (DD2) of liquid refrigerant, with an igniter installed in the bottom of the combustion chamber, unlike the prototype, contains a charge with channels filled with the same liquid refrigerant displaced by the pistons at a speed specified by the first controlled flow regulator, equipped with a flow sensor ( ДР2) and flow dividers designed for uniform discharge of refrigerant from the channels and rational formation of the combustion surface, and also has an additional outlet with a second controlled regulator gathering to take part of the gas from the combustion chamber to the hydraulic extinguishing unit.

Сущность изобретения поясняется чертежом. На фиг. приведена схема регулируемого ракетного двигателя твердого топлива.The invention is illustrated in the drawing. In FIG. The scheme of an adjustable solid fuel rocket engine is shown.

Регулируемый ракетный двигатель содержит камеру сгорания 1 с размещенным в ней зарядом твердого топлива 2 с каналами 3, заполненными хладагентом, вытесняемым за счет поршней 4, первый управляемый регулятор расхода 5, сопло 6, узел управления тягой, содержащий исполнительный механизм 7, на штоке которого установлен датчик перемещения 8, узел гидрогашения 9, делители потока 10, предназначенные для равномерного слива жидкости из каналов и рационального формирования поверхности горения, воспламенитель 11, расположенный в днище камеры сгорания, дополнительный отвод со вторым управляемым регулятором расхода 12, для отвода части продуктов сгорания из камеры в узел гидрогашения, датчик давления 13, вмонтированный в камеру сгорания, и датчик расхода 14, расположенный на сливной магистрали, а также датчики давления жидкого хладагента 15 и расхода узла гидрогашения 16 и датчики обратной связи 17, 18 и 19. Все датчики подсистемы связаны с бортовой электронной вычислительной машиной 20.The adjustable rocket engine contains a combustion chamber 1 with a solid fuel charge 2 placed in it with channels 3 filled with refrigerant displaced by the pistons 4, a first controllable flow regulator 5, a nozzle 6, a traction control unit containing an actuator 7, on the rod of which is installed displacement sensor 8, hydro-extinguishing unit 9, flow dividers 10, designed for uniform discharge of liquid from the channels and rational formation of the combustion surface, an igniter 11 located in the bottom of the combustion chamber, up to An additional outlet with a second controllable flow regulator 12, for diverting part of the combustion products from the chamber to the hydraulic extinguishing unit, a pressure sensor 13 mounted in the combustion chamber, and a flow sensor 14 located on the drain line, as well as liquid refrigerant pressure and flow rate sensors 15 16 and feedback sensors 17, 18 and 19. All sensors of the subsystem are connected to the on-board electronic computer 20.

Предлагаемое устройство работает следующим образом.The proposed device operates as follows.

После запуска бортовая электронная вычислительная машина 20, работающая по заданному алгоритму, принимает показания с датчика давления 13, расположенного в камере сгорания 1, и сравнивает полученное значение с заданным, затем по заданному закону подает команду на изменение степени открытия или, в случае необходимости, закрытия первого управляющего регулятора расхода 5, изменяя тем самым расход хладагента из каналов 3 топливного заряда 2, и внося определенную коррекцию в процесс формирования поверхности горения твердого топлива, и устраняя образовавшееся рассогласование значений давления путем изменения газоприхода в камеру сгорания. Значение расхода хладагента фиксируется датчиком расхода 14, а синхронизация движения поршней 4 в каналах 3 обеспечивается за счет установленных на магистрали делителей потока 10. Для обеспечения большой глубины регулирования модуля тяги (секундного расхода) с бортовой электронной вычислительной машины 20 сигнал подается также на исполнительный механизм узла управления тягой 7, изменяя тем самым площадь критического сечения сопла и секундный расход газов через сопло 6, перемещение штока фиксируется датчиком перемещения 8. При возникновении необходимости полной остановки работы двигателя с бортовой электронной вычислительной машины 20 на второй управляемый регулятор расхода 12, расположенный на дополнительном отводе, связывающем камеру сгорания ракетного двигателя с узлом гидрогашения, подается электрический сигнал, в результате которого происходит его открытие и истечение части продуктов сгорания в узел гидрогашения 9, где под действием продуктов сгорания происходит вытеснение хладагента в камеру сгорания.After starting, the on-board electronic computer 20, operating according to a predetermined algorithm, receives readings from a pressure sensor 13 located in the combustion chamber 1, and compares the obtained value with a predetermined one, then, according to a predetermined law, gives a command to change the degree of opening or, if necessary, closing the first control flow regulator 5, thereby changing the flow rate of the refrigerant from the channels 3 of the fuel charge 2, and introducing a certain correction in the process of forming the combustion surface of solid fuel, and eliminating the resulting mismatch of pressure values by changing the gas inlet to the combustion chamber. The value of the refrigerant flow rate is recorded by the flow sensor 14, and the synchronization of the movement of the pistons 4 in the channels 3 is provided by flow dividers 10 installed on the highway. thrust control 7, thereby changing the critical sectional area of the nozzle and the second gas flow through the nozzle 6, the movement of the rod is detected by the displacement sensor 8. When and the need to completely stop the engine from the on-board electronic computer 20 to the second controllable flow regulator 12 located on an additional outlet connecting the combustion chamber of the rocket engine to the hydro quenching unit, an electrical signal is supplied, as a result of which it opens and some of the products of combustion expire into the unit hydro-extinguishing 9, where under the action of combustion products, the refrigerant is displaced into the combustion chamber.

Таким образом, предлагаемое техническое решение по сравнению с ближайшим аналогом позволяет осуществлять глубокое управление модулем тяги ракетного двигателя твердого топлива с наименьшим временем задержек и расходным материалом, осуществляемое за счет обеспечения рационального формирования поверхности горения, исключающего повышение на переходном режиме текущего значения площади горящей поверхности над заданным значением после выхода ракетной двигательной установки на установившийся режим, что позволяет устранить забросы давления в камере, и за счет обеспечения возможности использования части продуктов сгорания топливного заряда в качестве вытесняющего компонента в пневмогидравлической системе подачи хладагента, что делает систему наиболее оптимальной по массогабаритным характеристикам.Thus, the proposed technical solution, in comparison with the closest analogue, allows for deep control of the thrust module of a rocket engine of solid fuel with the least delay time and consumables, which is carried out by ensuring the rational formation of the combustion surface, eliminating the increase in the transition mode of the current value of the burning surface area over a given value after the rocket propulsion system reaches steady state, which eliminates pressure casts chamber, and by providing the possibility of using part of the combustion products of the fuel charge as a displacing component in the pneumohydraulic refrigerant supply system, which makes the system the most optimal in terms of weight and size characteristics.

Claims

An adjustable solid fuel rocket engine containing a combustion chamber, with a solid fuel charge placed in it and an integrated pressure sensor connected to a feedback sensor and an on-board electronic computer, a nozzle, a traction control unit containing an actuator, a displacement sensor is mounted on its rod, hydro-quenching unit, which includes a nozzle, a flow sensor, an electromagnetic valve mounted on the pressure line of the pipeline, a pneumatic accumulator and a pressure sensor I of a liquid refrigerant with an igniter installed in the bottom of the combustion chamber, characterized in that the solid fuel charge is made with channels filled with refrigerant displaced by pistons and connected to flow dividers, and also has an additional outlet with a second controlled flow regulator connecting the combustion chamber and hydro quenching unit.