RU2445492C1 - Dual-mode power plant - Google Patents
Dual-mode power plant Download PDFInfo
- Publication number
- RU2445492C1 RU2445492C1 RU2010128691/06A RU2010128691A RU2445492C1 RU 2445492 C1 RU2445492 C1 RU 2445492C1 RU 2010128691/06 A RU2010128691/06 A RU 2010128691/06A RU 2010128691 A RU2010128691 A RU 2010128691A RU 2445492 C1 RU2445492 C1 RU 2445492C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- charge
- starting
- rear bottom
- cruise
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Solid-Fuel Combustion (AREA)
- Output Control And Ontrol Of Special Type Engine (AREA)
Abstract
Description
Предлагаемое изобретение относится к ракетному двигателю твердого топлива (РДТТ) преимущественно для авиационных ракет с двухрежимным циклом работы, с возможным интервалом между работой стартового и маршевого двигателей.The present invention relates to a solid fuel rocket engine (solid propellant rocket engine) mainly for aircraft missiles with a dual-mode cycle of operation, with a possible interval between the operation of the starting and marching engines.
Известна конструкция двухрежимного ракетного двигателя по патенту RU №2347931, содержащего переднюю крышку, корпус, последовательно установленные в нем заряды первого и второго режимов, узлы инициирования, сопло, промежуточное днище, состоящее из эластичной мембраны и рукава, в заряде второго режима рукав и эластичная мембрана содержат от 3 до 6 равнорасположенных строп из высокопрочного эластичного материала. Стропы рукава закреплены на передней крышке, а стропы мембраны закреплены на корпусе и удерживают рукав и эластичную мембрану в процессе работы заряда второго включения.A known design of a dual-mode rocket engine according to patent RU No. 2347931, comprising a front cover, a housing, charges of the first and second modes, successive units, a nozzle, an intermediate bottom, consisting of an elastic membrane and a sleeve, a sleeve and an elastic membrane in the charge of the second mode contain from 3 to 6 equally spaced slings of high strength elastic material. The slings of the sleeve are fixed on the front cover, and the slings of the membrane are fixed on the body and hold the sleeve and elastic membrane in the process of working the charge of the second inclusion.
Недостатком указанной конструкции является сложность устройств для закрепления строп в корпусе и на днище, их неполное сгорание во время работы двигателя, создание газодинамического сопротивления стропами, рукавом и эластичной мембраной.The disadvantage of this design is the complexity of the devices for securing the slings in the housing and on the bottom, their incomplete combustion during engine operation, the creation of gas-dynamic resistance with slings, a sleeve and an elastic membrane.
Известна конструкция РДТТ по патенту US №4972673 МПК F02K 9/00, заявка 19.03.1985 оп. 27.11.1990, в РЖ АРД. 1989 г., 2.34.125 П, корпус которого имеет перегородку с отверстием, закрытым заглушкой, разделяющей корпус на два отсека, в которых расположены заряды твердого топлива и воспламенители. Перегородка изготовлена совместно с корпусом из металла или композитного материала. Заглушка приклеена со стороны камеры сгорания первой ступени. Материал заглушки (керамика) способен выдерживать высокие напряжения сжатия при горении заряда первой ступени и разрушается при относительно невысоких напряжениях растяжения, которые возникают в заглушке при воспламенении заряда во второй камере и повышении давления в ней. Заглушка разрушается на мелкие части, которые выбрасываются потоком продуктов сгорания через сопла. Указанная конструкция принята авторами за прототип.Known design of solid propellant rocket motor according to US patent No. 4972673 IPC
Недостатком указанной конструкции является наличие в продуктах сгорания осколков керамической заглушки, которые могут негативно воздействовать на стенку корпуса двигателя, вкладыши критического сечения сопла, снижая надежность двигателя.The disadvantage of this design is the presence in the combustion products of fragments of ceramic plugs that can adversely affect the wall of the engine casing, liners of the critical section of the nozzle, reducing the reliability of the engine.
Общим недостатком всех вышеперечисленных конструкций является то, что стартовый и маршевый заряды могут работать только последовательно, без задержки по времени.A common drawback of all of the above structures is that the starting and marching charges can only work sequentially, without a time delay.
Задачей предлагаемого изобретения является создание такой двигательной установки, которая обеспечивала бы несколько режимов работы двигателей: одновременную работу стартового и маршевого двигателей для сокращения времени достижения ракетой цели или последовательную работу стартового и маршевого двигателей с интервалом по времени для увеличения дальности полета ракеты, а также увеличение надежности работы двигателя.The objective of the invention is the creation of such a propulsion system that would provide several modes of operation of the engines: simultaneous operation of the starting and marching engines to reduce the time it takes for the rocket to reach the target or sequential operation of the starting and marching engines with a time interval to increase the flight range of the rocket, as well as increasing reliability engine operation.
Технический результат достигается тем, что двухрежимная двигательная установка содержит переднюю крышку с воспламенителем стартового двигателя, заднее днище с расположенным на нем воспламенителем маршевого двигателя, последовательно расположенные прочно скрепленные заряды твердого топлива стартового и маршевого двигателя, центральную перегородку, изготовленную заодно с корпусом, делящую корпус на два отсека и являющуюся задним днищем стартового двигателя и одновременно передним днищем маршевого двигателя, а центральная перегородка состыкована с центральным газоходом стартового двигателя, а на заднем днище маршевого двигателя расположены периферийные газоходы, причем заряд стартового двигателя выполнен канально-щелевым, а щели выполнены разновеликими по высоте и чередующимися между собой, при этом высота большей щели L1 составляет (0,7÷0,8)eo, высота малой щели L2 составляет (0,4÷0,5)ео, где eo - полный горящий свод стартового заряда, а заряд маршевого двигателя выполнен в виде заряда торцевого горения и разделен от центральной перегородки манжетой с рукавом маршевого двигателя, прочно скрепленной с зарядом торцевого горения.The technical result is achieved by the fact that the dual-mode propulsion system comprises a front cover with an ignitor for the starting engine, a rear bottom with an igniter for the main engine, successively fixed solid charges of solid fuel for the starting and main engine, a central partition made integrally with the housing, dividing the housing into two compartments, which is the rear bottom of the starting engine and simultaneously the front bottom of the main engine, and the central burnout Single interfaced with a central flue starting the engine, and the rear bottom main engine located peripheral flues, and the charge starting the engine is made of channel-slit, and the slit formed raznovelikie height and alternating with each other, the larger gap height L 1 is (0.7 ÷ 0.8) e o , the height of the small gap L 2 is (0.4 ÷ 0.5) e о , where e o is the full burning set of the starting charge, and the charge of the main engine is made in the form of a face combustion charge and is separated from the central septum cuff with marshevog sleeve motor firmly secured to the mechanical charge combustion.
Сущность изобретения представлена на фиг.1, гдеThe invention is presented in figure 1, where
1 - передняя крышка стартового двигателя;1 - front cover of the starting engine;
2 - воспламенитель стартового двигателя;2 - igniter of the starting engine;
3 - заднее днище маршевого двигателя;3 - rear bottom of the marching engine;
4 - воспламенитель маршевого двигателя;4 - igniter marching engine;
5 - заряд канально-щелевой формы стартового двигателя;5 - charge channel-slotted form of the starting engine;
6 - заряд торцевого горения маршевого двигателя;6 - the end-face charge of the sustainer engine;
7 - центральная перегородка;7 - a central partition;
8 - манжета с рукавом маршевого двигателя;8 - cuff with the sleeve of the sustainer engine;
9 - центральный газоход стартового двигателя;9 - the central gas duct of the starting engine;
10 - центральный сопловой блок стартового двигателя;10 - central nozzle block of the starting engine;
11 - периферийные газоходы маршевого двигателя.11 - peripheral ducts of the main engine.
Двухрежимная двигательная установка работает следующим образом: при срабатывании воспламенителя 2 стартового двигателя, закрепленного на передней крышке 1 стартового двигателя, происходит воспламенение канально-щелевого заряда 5 стартового двигателя. Истечение продуктов сгорания происходит по центральному газоходу 9 стартового двигателя через центральный сопловой блок 10 стартового двигателя. Заряд стартового двигателя выполнен канально-щелевым. Причем для обеспечения поверхности горения заряда, близкой к нейтральному закону горения с наименьшими предельными отклонениями, щели выполнены с разными размерами по высоте и чередующимися между собой: щели с большим размером L1 по радиусу имеют радиальный размер (0,7÷0,8)eo. Большие щели чередуются с малыми по высоте щелями L2, радиальный размер малых (0,4÷0,5)eo, что иллюстрируется фигурой 2, где eo - полный горящий свод заряда стартового двигателя; L1 - радиальный размер большей щели; L2 - радиальный размер малой щели.The dual-mode propulsion system works as follows: when the
При размерах большей щели L1=0,6 или 0,9 и меньшей щели L2=0,3 или 0,6 увеличатся разбросы поверхности горения заряда от среднего значения по сравнению с предлагаемым решением, что приведет к нестабильным характеристикам работы стартового двигателя.With the sizes of the larger gap L 1 = 0.6 or 0.9 and the smaller gap L 2 = 0.3 or 0.6, the spread of the surface of the combustion of the charge will increase from the average value in comparison with the proposed solution, which will lead to unstable characteristics of the starting engine.
После начала работы заряда стартового двигателя 5 одновременно или с определенным интервалом по времени подается импульс на воспламенитель 4, установленный на заднем днище маршевого двигателя. Воспламеняется заряд торцевого горения 6, истечение продуктов сгорания происходит через периферийные газоходы 11 маршевого двигателя и горение заряда по торцевой части обеспечивается путем закрытия горящей поверхности переднего торца центральной перегородкой 7, являющейся одновременно задним днищем стартового двигателя и передним днищем маршевого двигателя и манжетой с рукавом 8 маршевого двигателя, прочно скрепленной с зарядом торцевого горения.After the start of the charge of the
Наличие манжеты с рукавом обеспечивает закрытие горящей поверхности переднего торца и канала заряда маршевого двигателя для надежной работы двигателя.The presence of a cuff with a sleeve provides closure of the burning surface of the front end and the charge channel of the main engine for reliable engine operation.
Такое истечение продуктов сгорания через центральный газоход 9 стартового двигателя и периферийные газоходы 11 маршевого двигателя позволяет обеспечить последовательную с задержкой по времени или одновременную работу стартового и маршевого двигателей при срабатывании воспламенителей в начале стартового двигателя 2, затем маршевого 4, либо одновременное их включение.This exhaustion of combustion products through the
Независимое истечение продуктов сгорания через центральный сопловой блок 10 стартового двигателя и периферийные газоходы 11 маршевого двигателя позволяет обеспечить одновременную работу стартового и маршевого двигателей для сокращения времени достижения ракетой цели либо последовательной работы стартового и маршевого двигателей с интервалом по времени для увеличения дальности полета ракеты.The independent flow of combustion products through the
Опыты проведены на опытной установке ФГУП "НИИПМ" с положительными результатами.The experiments were conducted at the experimental installation of FSUE "NIIPM" with positive results.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2010128691/06A RU2445492C1 (en) | 2010-07-09 | 2010-07-09 | Dual-mode power plant |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2010128691/06A RU2445492C1 (en) | 2010-07-09 | 2010-07-09 | Dual-mode power plant |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2010128691A RU2010128691A (en) | 2012-01-20 |
RU2445492C1 true RU2445492C1 (en) | 2012-03-20 |
Family
ID=45785204
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2010128691/06A RU2445492C1 (en) | 2010-07-09 | 2010-07-09 | Dual-mode power plant |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2445492C1 (en) |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2493400C1 (en) * | 2012-04-09 | 2013-09-20 | Открытое акционерное общество "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Composite solid propellant charge |
RU2554685C2 (en) * | 2013-05-29 | 2015-06-27 | Акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (АО "Корпорация "МИТ") | Solid propellant rocket engine |
RU2569989C1 (en) * | 2014-11-12 | 2015-12-10 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Тульский государственный университет" (ТулГУ) | Solid fuel rocket engine |
RU2622141C1 (en) * | 2016-02-11 | 2017-06-13 | Публичное акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Solid fuel rocket engine |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR1003753A (en) * | 1947-02-20 | 1952-03-21 | Improved process and installation for feeding molten glass to automatic glassware machines | |
FR1265327A (en) * | 1960-05-19 | 1961-06-30 | France Etat | Ignition device of the cruising thruster of a self-propelled projectile |
RU2084676C1 (en) * | 1994-08-17 | 1997-07-20 | Хаджи-Мурат Хасанович Байсиев | Two-regime rocket engine |
RU2190112C2 (en) * | 2000-05-10 | 2002-09-27 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Rocket solid-propellant engine plant |
RU2347931C1 (en) * | 2007-07-31 | 2009-02-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Solid-propellant dual-mode rocket engine |
RU2378523C1 (en) * | 2008-06-23 | 2010-01-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Solid propellant rocket engine |
-
2010
- 2010-07-09 RU RU2010128691/06A patent/RU2445492C1/en active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR1003753A (en) * | 1947-02-20 | 1952-03-21 | Improved process and installation for feeding molten glass to automatic glassware machines | |
FR1265327A (en) * | 1960-05-19 | 1961-06-30 | France Etat | Ignition device of the cruising thruster of a self-propelled projectile |
RU2084676C1 (en) * | 1994-08-17 | 1997-07-20 | Хаджи-Мурат Хасанович Байсиев | Two-regime rocket engine |
RU2190112C2 (en) * | 2000-05-10 | 2002-09-27 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Rocket solid-propellant engine plant |
RU2347931C1 (en) * | 2007-07-31 | 2009-02-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Solid-propellant dual-mode rocket engine |
RU2378523C1 (en) * | 2008-06-23 | 2010-01-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Solid propellant rocket engine |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2493400C1 (en) * | 2012-04-09 | 2013-09-20 | Открытое акционерное общество "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Composite solid propellant charge |
RU2554685C2 (en) * | 2013-05-29 | 2015-06-27 | Акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (АО "Корпорация "МИТ") | Solid propellant rocket engine |
RU2569989C1 (en) * | 2014-11-12 | 2015-12-10 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Тульский государственный университет" (ТулГУ) | Solid fuel rocket engine |
RU2622141C1 (en) * | 2016-02-11 | 2017-06-13 | Публичное акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Solid fuel rocket engine |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2010128691A (en) | 2012-01-20 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US7591129B2 (en) | Rotary piston engine | |
US2525782A (en) | Shock wave trap for multiple combustion chamber reso-jet motors | |
RU2445492C1 (en) | Dual-mode power plant | |
CN110469425B (en) | Thrust-adjustable multi-stage pulse solid rocket engine | |
CN110131071A (en) | A kind of pulse-knocking engine combustion chamber and its method of ignition | |
KR20110088652A (en) | Ignition/delay assembly for hybrid propulsion shell | |
RU2435979C1 (en) | Double-pulse solid-propellant rocket engine | |
RU2383764C1 (en) | Solid propellant rocket engine | |
RU2538645C1 (en) | Method of extending area of applicability of coned-bore rocket and coned-bore rocket implementing method | |
US20050279083A1 (en) | Folded detonation initiator for constant volume combustion device | |
RU2422663C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
JP5829278B2 (en) | Propulsion systems for flying machines, especially missiles | |
RU2687500C1 (en) | Dual-mode solid-propellant rocket engine | |
RU2251628C1 (en) | Solid-propellant impulse rocket engine | |
RU2386571C1 (en) | Carrier rocket stage | |
RU2675983C1 (en) | Cumulative-high-explosive charge engine | |
RU2704503C1 (en) | Transformable rocket-air jet detonation combustion engine (versions) | |
JP2015183683A5 (en) | ||
JP2006226202A (en) | Two-step thrust rocket motor | |
RU2517971C1 (en) | Nozzle-free solid-propellant rocket engine | |
WO2011105897A3 (en) | Igniter for a rocket engine, method for ignition of a rocket engine | |
RU2715450C1 (en) | Multi-mode rocket engine | |
RU2715453C1 (en) | Multi-mode solid-propellant rocket engine | |
RU2347931C1 (en) | Solid-propellant dual-mode rocket engine | |
RU2357200C2 (en) | Missile |