RU2492417C2

RU2492417C2 - Solid-fuel missile

Info

Publication number: RU2492417C2
Application number: RU2011138472/11A
Authority: RU
Inventors: Генрих Федорович Король; Виталий Георгиевич Кобцев; Юрий Семенович Соломонов; Александр Алексеевич Дорофеев; Александр Петрович Сухадольский; Николай Николаевич Горбунов
Original assignee: Открытое акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (ОАО "Корпорация "МИТ")
Priority date: 2011-09-20
Filing date: 2011-09-20
Publication date: 2013-09-10
Also published as: RU2011138472A

Abstract

FIELD: weapons and ammunition.

SUBSTANCE: solid-fuel missile comprises a start engine of I stage with a powder pressure accumulator of stages separation, a forward-flow rocket engine of II stage with a nozzle and an air duct, in the afterburning chamber of which there is a start engine installed with loose fit in series with a solid fuel gas generator. The solid fuel missile is equipped with a motor of III stage, with its nozzle bottom sunk into the afterburning chamber of the forward-flow engine and joined connection compartment. Around the front bottom of the start engine and the nozzle bottom of the engine of III stage there are power structures installed, which are rigidly fixed in flanges of the connection compartment and the front bottom of the start engine. Between the flanges there is a transition cylindrical spacer, which is rigidly connected with the power structure installed on the start engine, and resting with a free end to the power structure of the engine of the III stage. On the inner surface of the afterburning chamber there i an afterburning chamber nozzle installed with loose fit and equipped with a fixator of final position on the end cut of the afterburning chamber, and is fixed with a rupture joint on the front bottom or the appropriate power structure of the start engine. The gas generator body is made in the form of a hollow cylinder covering the cylindrical insert and installed with a circular gap between the inner surface of the afterburning chamber. The air ducts are arranged along the perimeter of the afterburning chamber between the nozzle bottom of the engine of III stage and the gas generator. Between flanges of the nozzle bottom of the engine of III stage and the flange of the connection compartment there is a rupture link.

EFFECT: increased distance of missile flight.

3 cl, 5 dwg

Description

Настоящее техническое решение относится к вопросу конструирования многоступенчатых ракетных носителей.This technical solution relates to the design of multi-stage rocket launchers.

Техническое предложение авторов направлено на увеличение дальности полета ракеты без увеличения габаритов ракеты-аналога. Известна конструкция ракеты, в которой используется стартовая (разгонная) ступень с вкладным РДТТ, размещенная внутри камеры дожигания ПВРД, которая по окончании работы выталкивается через сопло ПВРД давлением скоростного напора воздуха (см. кн. «Интегральные прямоточные воздушно-реактивные двигатели на твердых топливах» под редакцией д.т.н. Л.С. Яновского, авт. В.Н. Александров, В.М.Быцкевич и др., Москва, ИКЦ «Академкнига», 2006 г., с.192, рис.4.1).The technical proposal of the authors is aimed at increasing the flight range of the rocket without increasing the dimensions of the rocket-analogue. A rocket design is known in which a starting (booster) stage with an auxiliary solid propellant rocket is used, located inside the ramjet afterburner, which at the end of work is pushed out through the ramjet nozzle by the pressure of high-pressure air pressure (see the book “Integrated ramjet solid propellant engines” edited by Doctor of Technical Sciences L.S. Yanovsky, authored V.N. Aleksandrov, V.M.Bytskevich et al., Moscow, Akademkniga Research and Development Center, 2006, p. 192, Fig. 4.1) .

Недостатком такой конструктивной схемы является невозможность максимального использования всего объема камеры дожигания ПВРД из-за ограничения диаметра РДТТ размером критического сечения выходного сопла ПВРД. Для встроенного РДТТ незаполненный объем составляет более 20%.The disadvantage of this design scheme is the impossibility of maximizing the use of the entire volume of the ramjet afterburner because of the limitation of the diameter of the solid-propellant rocket engine by the size of the critical section of the ramjet outlet nozzle. For the built-in solid-state solid propellant rocket engine, the empty volume is more than 20%.

К тому же, размещение газогенератора ПВРД последовательно за стартовым двигателем увеличивает общую длину ракеты.In addition, placing the ramjet gas generator sequentially behind the starting engine increases the total length of the rocket.

Задачей изобретения является создание трехступенчатой твердотопливной ракеты с использованием в качестве II ступени схемы прямоточного ракетного двигателя на твердом топливе (ПРДТ) при движении ракеты в атмосфере при скоростях в диапазоне М=1,5÷5.The objective of the invention is the creation of a three-stage solid fuel rocket using as the second stage of the ramjet engine on solid fuel (PRDT) when the rocket moves in the atmosphere at speeds in the range of M = 1.5 ÷ 5.

Поставленная задача выполняется за счет применения в известной схеме ракеты, содержащей стартовый двигатель (с ПАДом отделения), размещенный в камере дожигания прямоточного ракетного двигателя II ступени и расположенного последовательно за его газогенератором двигателя III ступени, своим сопловым днищем утопленным в камеру дожигания прямоточного двигателя и связанного с ней соединительным отеком, выполненным между фланцем двигателя III ступени и фланцем камеры дожигания двигателя II ступени.The task is achieved through the use in a known scheme of a rocket containing a starting engine (with a detachment control pad) located in the afterburner of the second-stage ramjet engine and located sequentially behind the third-stage gas generator, with its nozzle bottom recessed into the afterburner of the ramjet engine and connected with it a connecting edema made between the flange of the III stage engine and the flange of the afterburning chamber of the II stage engine.

Вокруг переднего днища стартового двигателя и соплового днища двигателя III ступени установлены силовые конструкции, жестко закрепленные на фланцах соединительного отсека и переднего днища стартового двигателя, между которыми установлена переходная цилиндрическая силовая проставка, жестко связанная с силовой конструкцией, установленной на стартовом двигателе и упирающаяся свободным концом в силовую конструкцию двигателя III ступени.Around the front bottom of the starting engine and the nozzle bottom of the III stage engine, power structures are mounted rigidly fixed to the flanges of the connecting compartment and the front bottom of the starting engine, between which a transitional cylindrical power spacer is installed, rigidly connected to the power structure mounted on the starting engine and resting against the free end in power design of the III stage engine.

На внутренней поверхности камеры дожигания по скользящей посадке установлено сопло камеры дожигания, снабженное фиксатором конечного положения на торцевом срезе камеры дожигания и оно закреплено разрывной связью на переднем днище (или соответствующей силовой конструкции) стартового двигателя.On the inner surface of the afterburning chamber along a sliding fit, a afterburner nozzle is installed, equipped with an end position lock on the end section of the afterburning chamber, and it is fixed by a discontinuous bond on the front bottom (or the corresponding power structure) of the starting engine.

Корпус газогенератора ПРДТ выполнен в виде полого цилиндра, охватывающего цилиндрическую силовую проставку вокруг сопла двигателя III ступени и установленного с кольцевым зазором между внутренней поверхностью камеры дожигания.The body of the gas generator PRDT is made in the form of a hollow cylinder, covering a cylindrical power spacer around the nozzle of the engine of the III stage and installed with an annular gap between the inner surface of the afterburner.

Воздуховоды выполнены по периметру камеры дожигания между сопловым днищем двигателя III ступени и газогенератором, а между фланцами соплового днища двигателя III ступени и фланцем соединительного отсека выполнена разрывная связь.Air ducts are made along the perimeter of the afterburning chamber between the nozzle bottom of the III stage engine and the gas generator, and a discontinuous connection is made between the flanges of the nozzle bottom of the III stage engine and the flange of the connecting compartment.

Воздуховоды выполнены в виде окна, заглушенного крышкой, установленной с возможностью поворота на острый угол к набегающему потоку и снабженной боковыми вертикальными стенками с фиксаторами конечного положения крышки.The air ducts are made in the form of a window drowned by a lid mounted with the possibility of turning by an acute angle to the incoming flow and provided with vertical side walls with latches for the end position of the lid.

Силовые фиксаторы сопла камеры дожигания выполнены в виде подпружиненных пластин на цилиндрической (внешней) поверхности по периметру в середине сечения сопла, а на выходном торце камеры дожигания имеется концевой упор для силовых фиксаторов.The afterburner nozzle power clamps are made in the form of spring-loaded plates on a cylindrical (outer) surface around the perimeter in the middle of the nozzle section, and there is an end stop for the power clamps on the outlet end of the afterburner.

Предложенная конструкция поясняется чертежами.The proposed design is illustrated by drawings.

На фиг.1 изображена конструктивная схема ракеты до начала работы.Figure 1 shows a structural diagram of a rocket before starting work.

На фиг.2 показан момент по окончании работы стартового двигателя и срабатывания ПАДа отделения и вскрытия воздуховодов.Figure 2 shows the moment upon completion of the starting engine and the operation of the PAD of the compartment and opening the ducts.

На фиг.3 показан момент после выхода стартового двигателя из камеры дожигания ПРДТ и закрепление сопла в концевом фланце камеры.Figure 3 shows the moment after the start engine exits the PRDT afterburner and the nozzle is fixed in the end flange of the chamber.

На фиг.4 показан момент отделения камеры дожигания ПРДТ (II ступени) после окончания работы газогенератора и разрыва соединительного отсека и запуска двигателя III ступени.Figure 4 shows the moment of separation of the afterburning chamber PRDT (II stage) after the gas generator is finished and the connecting compartment is broken and the engine of the III stage is started.

На фиг.5 изображен воздуховод в открытом положении с фиксацией на корпусе камеры дожигания.Figure 5 shows the duct in the open position with fixation on the body of the afterburner.

Предложенная конструкция твердотопливной ракеты содержит (см. фиг.1) разгонный (стартовый) двигатель 1, размещенный в камере дожигания 2 прямоточного ракетного двигателя II ступени, твердотопливный двигатель III ступени 3, газогенератора 4 ПРДТ, корпус которого выполнен в виде полого цилиндра, охватывая цилиндрическую силовую проставку вокруг сопла 5 двигателя III ступени и установленного с кольцевым зазором между внутренней поверхностью камеры дожигания на кронштейнах 6. Заряд 7 газогенератора ПРДТ выполнен, например, торцевого горения. На сопловой крышке 8 газогенератора имеется множество сопел и на ней установлены воспламенители 9 равномерно по окружности ближе к внутреннему диаметру корпуса газогенератора.The proposed design of a solid rocket rocket contains (see Fig. 1) an accelerating (starting) engine 1 located in the afterburner 2 of a direct-flow rocket engine of the second stage, a solid-fuel engine of the third stage 3, a gas generator 4 of the PRDT, the body of which is made in the form of a hollow cylinder, covering a cylindrical a power spacer around the nozzle 5 of the III stage engine and installed with an annular gap between the inner surface of the afterburner on the brackets 6. The charge 7 of the PRDT gas generator is, for example, end-face burning. On the nozzle cover 8 of the gas generator there are many nozzles and igniters 9 are mounted on it uniformly around the circumference closer to the inner diameter of the gas generator housing.

На внутренней поверхности камеры дожигания 2 по скользящей посадке установлено профилированное выходное сопло 10 из композиционного материала, снабженное подпружиненными фиксаторами 12, размещенными в гнездах 13 равномерно по периметру сопла. К переднему торцу сопла 10 приклеено эластичное кольцо 11, герметизирующее кольцевой зазор между наружным диаметром сопла 10 и внутренним диаметром камеры дожигания 2. Сопло 10 закреплено разрывной связью 14, например, из пенопласта, с передним днищем стартового двигателя 1. Камера дожигания 2 связана с двигателем III ступени соединительным отсеком 15 с разрывной связью.On the inner surface of the afterburning chamber 2, a profiled composite nozzle 10 made of composite material is installed along a sliding fit, equipped with spring-loaded clamps 12 located in the sockets 13 uniformly around the nozzle. An elastic ring 11 is glued to the front end of the nozzle 10, which seals the annular gap between the outer diameter of the nozzle 10 and the inner diameter of the afterburner 2. The nozzle 10 is fixed by a discontinuous bond 14, for example, of foam, with the front bottom of the starting engine 1. The afterburner 2 is connected to the engine III stage connecting compartment 15 with breaking connection.

Между соединительным отсеком 15 и газогенератором 4 выполнены по периметру камеры дожигания воздуховоды в виде окна, заглушенного крышкой 16, установленной с возможностью поворота (раскрытиния) на острый угол к набегающему потоку и снабженной вертикальными стенками 17 и фиксаторами 18 конечного положения крышки 16 (см. фиг.5). Стенки 17 имеют отбортовку уголкового типа для сцепления с продольными кромками окна воздуховода. На отбортовке наклеены эластичные продольные прокладки.Between the connecting compartment 15 and the gas generator 4, air ducts are arranged along the perimeter of the afterburning chamber in the form of a window damped by a cover 16, which is mounted with the possibility of rotation (opening) by an acute angle to the incoming flow and provided with vertical walls 17 and latches 18 of the end position of the cover 16 (see Fig. .5). Walls 17 have a flanging of the corner type for engagement with the longitudinal edges of the duct window. Elastic longitudinal gaskets are glued on the flanging.

Для передачи тягового усилия на ракету при работе стартовой ступени используется силовая конструкция-ферма 19, жестко закрепленная на фланце 20 соединительного отсека 15 и имеющая опорное кольцо 21 у сопловой части III ступени, в которое упирается цилиндрическая силовая проставка 22, жестко скрепленная с опорным кольцом 23 силовой фермы 24, установленной на фланце 25 переднего днища стартовой ступени.To transfer traction to the rocket during operation of the launch stage, a power truss structure 19 is used, which is rigidly fixed to the flange 20 of the connecting compartment 15 and has a support ring 21 at the nozzle part of stage III, into which a cylindrical power spacer 22 rests, rigidly fastened to the support ring 23 power truss 24 mounted on the flange 25 of the front bottom of the launch stage.

Двигатель 1 установлен на опорно-ведущих поясах 26 в камере дожигания 2 и от предстартовых осевых перемещений ограничен кольцом 27 с фиксаторами 28.The engine 1 is installed on the supporting-leading belts 26 in the afterburner 2 and from prelaunch axial movements is limited by a ring 27 with latches 28.

Камера дожигания 2 имеет концевой фланец 29 с кольцевым углублением 30, в которое входят (после отделения разгонного двигателя) силовые пластины-фиксаторы 12 сопла 10. На двигателе 1 по его оси на переднем днище установлен НАД (пороховой аккумулятор давления) отделения 31 стартового двигателя 1.The afterburning chamber 2 has an end flange 29 with an annular recess 30, which includes (after separation of the accelerating engine) power retainer plates 12 of the nozzle 10. On the engine 1 along its axis on the front bottom there is OVER (powder pressure accumulator) of the compartment 31 of the starting engine 1 .

Предложенная конструкция твердотопливной ракеты работает следующим образом:The proposed design of a solid rocket rocket works as follows:

Стартовый (разгонный) двигатель 1 передает при своей работе тяговое усилие ракете через силовую ферму 24 с опорным кольцом 23, цилиндрическую силовую проставку 22, упирающуюся в опорное кольцо 21, силовую ферму 19, закрепленную на фланце 20 соединительного отсека 15.The starting (accelerating) engine 1 transmits during its operation the traction force to the rocket through the power truss 24 with the support ring 23, the cylindrical power spacer 22 resting against the support ring 21, the power truss 19 fixed to the flange 20 of the connecting compartment 15.

По окончании работы двигателя 1 срабатывает ПАД 31 и истекающими из него продуктами сгорания заполняется объем между соплом 5 двигателя III ступени и проставкой 22. Под давлением газов на переднее днище стартового двигателя 1 начинается его движение из камеры дожигания 2, при этом срезаются фиксаторы 28. Сопло 10 одновременно перемещается с двигателем 1 (используется жесткая связь 14). Продукты сгорания ПАДа постепенно заполняют объем между сопловым днищем двигателя III ступени и передним днищем двигателя 1 в камере дожигания 2 (см. фиг.2). От перепада давления нарушается герметизация окон воздуховодов, крышки 16 вскрываются и поворачиваются в шарнире на заданный острый угол, образуя каналы для вдува воздуха в камеру дожигания 2. Отбортовка стенок 17 в зацеплении с кромками вскрытых окон в продольном направлении обеспечивает заданные положения воздуховодов за счет применения пружинных фиксаторов 18 (см. фиг.5).At the end of engine 1 operation, PAD 31 is triggered and combustion products flowing out of it fill the volume between the nozzle 5 of the III stage engine and spacer 22. Under the gas pressure on the front bottom of the starting engine 1, its movement starts from the afterburner 2, while the latches 28 are cut off. Nozzle 10 simultaneously moves with the engine 1 (uses a rigid connection 14). The combustion products of the PAD gradually fill the volume between the nozzle bottom of the III stage engine and the front bottom of the engine 1 in the afterburner 2 (see figure 2). Due to the pressure drop, the sealing of the air duct windows is violated, the covers 16 open and swivel to a predetermined sharp angle, forming channels for blowing air into the afterburner 2. The flanging of the walls 17 in engagement with the edges of the opened windows in the longitudinal direction provides the specified positions of the air ducts by using spring clamps 18 (see figure 5).

После пересечения при отделении стартовым двигателем концевого фланца 29 камеры дожигания 2 разрывная связь 14 между соплом 10 и двигателем 1 обрывается и силовые пластины 12 выдвигаются из гнезд 13 под действием пружины и упираются в угол кольцевого углубления 30 (см. фиг.3). При движении сопла 10 и при его фиксации на концевом фланце 29 камеры дожигания герметизирующее эластичное кольцо 11 обеспечивает отсутствие протекания газов между внутренней поверхностью камеры дожигания и наружной поверхностью сопла 10.After crossing when the starting engine separates the end flange 29 of the afterburner 2, the breaking connection 14 between the nozzle 10 and the engine 1 breaks and the force plates 12 are pulled out of the sockets 13 under the action of a spring and abut against the corner of the annular recess 30 (see Fig. 3). When the nozzle 10 moves and is fixed on the end flange 29 of the afterburner, the sealing elastic ring 11 ensures that no gas flows between the inner surface of the afterburner and the outer surface of the nozzle 10.

После задействования газогенератора ПРДТ 4 с помощью нескольких воспламенителей 9 вскрываются отверстия-сопла в сопловой крышке и из них истекают конденсированные продукты сгорания заряда, которые подхватываются набегающим потоком из воздуховодов, доокисляются, и при истечении через выходное сопло 10 повышают удельный импульс топлива газогенератора в 3-5 раз.After activating the gas generator PRDT 4, with the help of several igniters 9, the nozzle openings in the nozzle cover open and condensed products of charge discharge flow from them, which are picked up by the oncoming flow from the air ducts, are oxidized, and when the exhaust nozzle 10 passes out, they increase the specific pulse of the gas generator fuel by 3- 5 times.

По окончании работы газогенератора 4 по команде системы управления разрывается связь соединительного отсека 15 и силовая ферма 19 с фланцем соединительного отсека 20 отделяются от двигателя III ступени (см. фиг.4) и сбрасываются при появлении тяги двигателя III ступени.At the end of the operation of the gas generator 4, on the command of the control system, the connection of the connecting compartment 15 is broken and the power farm 19 with the flange of the connecting compartment 20 are separated from the engine of the III stage (see Fig. 4) and reset when the engine thrust of the III stage appears.

Предложенная конструкция твердотопливной ракеты находится в стадии технического предложения по модернизации существующих твердотопливных ракет как наземного, так и морского базирования, несмотря на то, что на двигателе III ступени используется сопло с выходным диаметром меньшим, чем на двигателе-аналоге (и поэтому теряется ~5% удельного импульса двигателя), но это существенно компенсируется при использовании ПРДТ как двигателя II ступени, удельный импульс которого в 3-5 раз больше РДТТ.The proposed solid-fuel rocket design is at the stage of a technical proposal for the modernization of existing solid-fuel rockets, both land and sea based, despite the fact that a nozzle with an output diameter smaller than an analog engine is used on a stage III engine (and therefore ~ 5% is lost specific impulse of the engine), but this is substantially compensated when using the PRDT as an engine of the II stage, the specific impulse of which is 3-5 times more than the solid propellant.

Claims

1. A solid-propellant rocket containing a first-stage starting engine with a powder separation stage pressure accumulator, a second-stage ramjet rocket engine with a nozzle and an air duct, in the afterburning chamber of which there is a sequentially starting engine installed along a sliding landing, and a solid fuel gas generator, characterized in that it equipped with an engine of the III stage, its nozzle bottom recessed into the afterburning engine afterburning chamber and the connecting compartment connected with it, made between the flange of the engine a stage III burner and a flange of the afterburning chamber of a stage II engine, and around the front bottom of the starting engine and the nozzle bottom of the stage III engine, power structures are mounted rigidly fixed to the flanges of the connecting compartment and the front bottom of the starting engine, between which a transitional cylindrical power spacer is installed, rigidly connected to power structure mounted on the starting engine, and abutting the free end against the power structure of the engine of the III stage, inside which there is a nozzle stage III burner, on the inner surface of the afterburning chamber along a sliding fit, a afterburner nozzle is installed, equipped with an end position lock on the end section of the afterburning chamber, and is fixed by a discontinuous bond on the front bottom or the corresponding power structure of the starting engine, and the gas generator body is made in the form of a hollow cylinder, covering a cylindrical spacer and installed with an annular gap between the inner surface of the afterburner, and the ducts are made around the perimeter of the chamber s afterburner nozzle between the engine head and III stage gas generator, and between the flanges of the bottom nozzle of the engine and III stage flange coupling compartment formed frangible link.

2. The device according to claim 1, characterized in that the ducts are made in the form of a window damped by a lid mounted with the possibility of turning by an acute angle to the incoming flow and provided with vertical side walls with latches for the end position of the lid.

3. The device according to claim 1, characterized in that the power clamps of the movable output nozzle of the afterburner are made in the form of spring-loaded plates on the outer cylindrical surface around the perimeter in the middle of the nozzle section, and at the output end of the afterburner there is an end stop for power clamps.