RU2670287C1 - Method of operation of dual-mode jet engine - Google Patents

Method of operation of dual-mode jet engine Download PDF

Info

Publication number
RU2670287C1
RU2670287C1 RU2016129091A RU2016129091A RU2670287C1 RU 2670287 C1 RU2670287 C1 RU 2670287C1 RU 2016129091 A RU2016129091 A RU 2016129091A RU 2016129091 A RU2016129091 A RU 2016129091A RU 2670287 C1 RU2670287 C1 RU 2670287C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
mode
engine
shell
combustion chamber
dual
Prior art date
Application number
RU2016129091A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Андрей Владимирович Литвинов
Александр Алексеевич Казаков
Александр Михайлович Громов
Геннадий Алексеевич Толмачев
Леонид Александрович Пилюгин
Original Assignee
Акционерное общество "Федеральный научно-производственный центр "Алтай"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Акционерное общество "Федеральный научно-производственный центр "Алтай" filed Critical Акционерное общество "Федеральный научно-производственный центр "Алтай"
Priority to RU2016129091A priority Critical patent/RU2670287C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2670287C1 publication Critical patent/RU2670287C1/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/74—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof combined with another jet-propulsion plant
    • F02K9/78—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof combined with another jet-propulsion plant with an air-breathing jet-propulsion plant
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K7/00—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof
    • F02K7/10—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof characterised by having ram-action compression, i.e. aero-thermo-dynamic-ducts or ram-jet engines
    • F02K7/18—Composite ram-jet/rocket engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/08—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants
    • F02K9/28—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants having two or more propellant charges with the propulsion gases exhausting through a common nozzle

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Pressure Welding/Diffusion-Bonding (AREA)
  • Cylinder Crankcases Of Internal Combustion Engines (AREA)
  • Testing Of Engines (AREA)

Abstract

FIELD: rocket technics.SUBSTANCE: invention relates to missile technology, namely dual-mode jet engines. Mode of operation of the dual-mode jet engine includes operating in the first mode at an elevated pressure and operating in a second mode under reduced pressure in the combustion chamber. In this case, the cylindrical part of the combustion chamber housing is equipped with an outer coaxial sheath and ensure its fixed position relative to the body by temporarily bonding with it in the edge zones of the shell in the first operating mode of the engine. Then, the shell is dropped and its integrity preserved when it goes to the second mode of operation.EFFECT: invention makes it possible to improve the ballistic efficiency of the aircraft by reducing the passive weight of the engine by creating conditions that allow the wall thickness of the combustion chamber to be reduced in the second operating mode.1 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к двухрежимным реактивным двигателям.The invention relates to rocket technology, namely to dual-mode jet engines.

Двухрежимный реактивный двигатель - двигатель, имеющий два режима работы: первый режим - при повышенном давлении и второй режим при пониженном давлении в камере сгорания.A dual-mode jet engine is an engine that has two modes of operation: the first mode is at elevated pressure and the second mode at reduced pressure in the combustion chamber.

Двухрежимные реактивные двигатели могут быть, в частности, ракетными двигателями твердого топлива (РДТТ), ракетно-прямоточными двигателями (РПД) интегральной схемы, у которых заряд стартового двигателя не имеет собственного корпуса и размещен в камере сгорания маршевого двигателя, в которой дожигаются продукты неполного сгорания заряда последнего. В указанных типах двигателей стенка камеры сгорания - суть стенка корпуса двигателя. Ее толщина остается постоянной на обоих режимах работы двигателя.Dual-mode jet engines can be, in particular, rocket engines of solid fuel (RDTT), rocket-ramjet engines (RPD) of an integrated circuit, in which the charge of the starting engine does not have its own body and is located in the combustion chamber of the main engine, in which products of incomplete combustion are burned charge last. In these types of engines, the wall of the combustion chamber is the essence of the wall of the engine housing. Its thickness remains constant in both engine operating modes.

Известны способы работы двухрежимных РДТТ, приведенные в описаниях к патентам РФ №№2379539 (опубл. 20.01.2010 г.), 2435979 (опубл. 10.12.2011 г.), каждый из которых включает работу на первом режиме при повышенном давлении и работу на втором режиме при пониженном давлении в камере сгорания.Known methods of operation of dual-mode solid propellant rocket motors, described in the descriptions to the patents of the Russian Federation No. 2379539 (publ. 01/20/2010), 2435979 (publ. 10.12.2011), each of which includes work in the first mode with increased pressure and work on the second mode with reduced pressure in the combustion chamber.

Недостатком известных способов работы двухрежимного РДТТ является низкая баллистическая эффективность летательного аппарата (ракеты), в конструкции которого использован такой двигатель, обусловленная избыточной толщиной стенки камеры сгорания при работе двигателя на втором режиме, что увеличивает его пассивный вес.A disadvantage of the known methods of operation of a dual-mode solid propellant rocket motor is the low ballistic efficiency of the aircraft (rocket), in the construction of which such an engine is used, due to excessive wall thickness of the combustion chamber when the engine is operating in the second mode, which increases its passive weight.

Известен способ работы двухрежимного РПД (Б.В. Орлов, Г.Ю. Мазинг, А.Л. Рейдель, М.Н. Степанов, Ю.И. Топчеев Основы проектирования ракетно-прямоточных двигателей для беспилотных летательных аппаратов - М.: Машиностроение, 1967, с. 14-15), включающий работу на первом режиме при повышенном давлении и работу на втором режиме при пониженном давлении в камере сгорания.The known method of operation of the dual-mode RPD (B.V. Orlov, G.Yu. Mazing, A.L. Reidel, M.N. Stepanov, I.I. Topcheev. Basics of design of rocket-ramjet engines for unmanned aerial vehicles - M .: Mashinostroenie , 1967, pp. 14-15), including work in the first mode at elevated pressure and work in the second mode at reduced pressure in the combustion chamber.

Недостатком известного способа работы двухрежимного РПД является низкая баллистическая эффективность летательного аппарата (ракеты), в конструкции которого использован такой двигатель, обусловленная избыточной толщиной стенки камеры сгорания при работе двигателя на втором режиме, что увеличивает его пассивный вес.The disadvantage of the known method of operation of the double-mode RPD is the low ballistic efficiency of the aircraft (rocket), in the design of which such an engine is used, due to the excessive thickness of the combustion chamber wall when the engine is operating in the second mode, which increases its passive weight.

Наиболее близким к заявляемому техническому решению является способ работы двухрежимного РДТТ, приведенный в описании к патенту РФ №2362036 (опубл. 20.09.2009 г.), включающий работу на первом режиме при повышенном давлении и работу на втором режиме при пониженном давлении в камере сгорания.Closest to the claimed technical solution is the method of dual-mode solid propellant rocket motor technology, described in the description of the RF patent №2362036 (publ. 09/20/2009), including work in the first mode at elevated pressure and work in the second mode at reduced pressure in the combustion chamber.

Недостатком прототипа является низкая баллистическая эффективность летательного аппарата (ракеты), в конструкции которого использован такой двигатель, обусловленная избыточной толщиной стенки камеры сгорания при работе двигателя на втором режиме, что увеличивает его пассивный вес.The disadvantage of the prototype is the low ballistic efficiency of the aircraft (rocket), the design of which used this engine, due to excessive wall thickness of the combustion chamber during operation of the engine in the second mode, which increases its passive weight.

На втором режиме работы двигателя давление газов в камере сгорания существенно ниже, чем на первом. При этом толщина стенки камеры сгорания остается неизменной, определенной из условия работы двигателя на первом режиме при повышенном давлении.In the second mode of operation of the engine, the gas pressure in the combustion chamber is substantially lower than in the first. The thickness of the wall of the combustion chamber remains unchanged, determined by the conditions of engine operation in the first mode at elevated pressure.

Задачей предлагаемого технического решения является создание способа работы двухрежимного реактивного двигателя с расширенными эксплуатационными возможностями, пригодного как для РДТТ, так и РПД, обеспечивающего повышение баллистической эффективности летательного аппарата за счет снижения пассивного веса двигателя путем создания условий, позволяющих уменьшить толщину стенки камеры сгорания на втором режиме работы.The objective of the proposed technical solution is to create a dual-mode jet engine with enhanced operational capabilities, suitable for both solid propellant rocket motors and RPDs, which increase the ballistic efficiency of the aircraft by reducing the passive weight of the engine by creating conditions that reduce the wall thickness of the combustion chamber in the second mode work.

Поставленная задача решается заявляемым способом работы двухрежимного реактивного двигателя, включающим работу на первом режиме при повышенном давлении и работу на втором режиме при пониженном давлении в камере сгорания. Особенность заключается в том, что цилиндрическую часть корпуса камеры сгорания оснащают наружной коаксиальной оболочкой, обеспечивают ее неподвижное положение относительно корпуса путем временного скрепления с ним в краевых зонах оболочки на первом режиме работы двигателя, и осуществляют сбрасывание оболочки с сохранением ее целостности при переходе на второй режим работы.The problem is solved by the claimed method of operation of a dual-mode jet engine, including work in the first mode at elevated pressure and work in the second mode at reduced pressure in the combustion chamber. The peculiarity is that the cylindrical part of the combustion chamber body is equipped with an outer coaxial casing, is provided with its fixed position relative to the casing by temporarily fastening it in the marginal zones of the casing in the first mode of engine operation, and the casing is ejected while maintaining its integrity work.

Проведенный анализ уровня техники показывает, что заявляемый способ работы двухрежимного реактивного двигателя отличается от прототипа и аналогов возможностью оптимизации толщины стенки камеры сгорания в процессе работы двигателя за счет совместной работы корпуса и коаксиальной оболочки, обеспечивающих работоспособность двигателя на первом режиме работы, и наличия операции сбрасывания коаксиальной оболочки при переходе на второй режим работы.The analysis of the level of technology shows that the inventive method of operation of a dual-mode jet engine differs from the prototype and analogs by the possibility of optimizing the wall thickness of the combustion chamber during operation of the engine due to the joint operation of the hull and the coaxial shell, ensuring the operability of the engine in the first operating mode shell in the transition to the second mode of operation.

В уровне техники отсутствует способ работы двухрежимного реактивного двигателя, в котором бы имело место предложенное сочетание существенных признаков, но именно такое сочетание обусловило решение поставленной задачи.In the prior art, there is no method of operating a dual-mode jet engine in which the proposed combination of essential features would take place, but it was this combination that determined the solution of the problem.

Предложенное техническое решение иллюстрируется графическими изображениями.The proposed technical solution is illustrated with graphic images.

На фиг. 1 представлен продольный разрез двухрежимного РДТТ с канально-щелевым зарядом. На первом режиме работы двигателя полностью выгорает щелевая зона заряда и частично канальная, что создает высокое давление газов в камере сгорания, а на втором режиме работы выгорает оставшаяся часть канальной зоны заряда, что создает более низкое давление в камере сгорания, вследствие уменьшения поверхности горения.FIG. 1 shows a longitudinal section of a dual-mode solid propellant solid-propellant motor with a channel-slot charge. In the first mode of operation of the engine, the slit charge zone and partly channel part completely burn out, which creates a high gas pressure in the combustion chamber, and in the second mode of operation, the remaining part of the charge channel zone burns out, which creates a lower pressure in the combustion chamber due to a decrease in the combustion surface.

На фиг. 2 представлен продольный разрез двухрежимного РПД интегральной схемы. На первом режиме работы двигателя выгорает заряд стартового двигателя, что создает высокое давление в камере сгорания, а на втором режиме работы в камере сгорания дожигаются продукты сгорания заряда маршевого двигателя, что создает более низкое давление.FIG. 2 shows a longitudinal section of a dual-mode RPD integrated circuit. In the first mode of operation of the engine, the charge of the starting engine burns out, which creates a high pressure in the combustion chamber, and in the second mode of operation, the combustion products burn the charge of the main engine, which creates a lower pressure.

На фиг. 3 представлен вид А на фиг. 2.FIG. 3 is a view A of FIG. 2

Двухрежимный РДТТ (фиг. 1) содержит корпус 1, камеру сгорания 2, коаксиальную оболочку 3, сопло 4. Внутренняя поверхность оболочки 2 снабжена антифрикционным покрытием 5. В корпусе 1 размещен заряд, имеющий канальную 6 и щелевую 7 зоны. Оболочка 2 временно скреплена с корпусом 1. Оболочка 2 может быть оснащена выдвижными аэродинамическими поверхностями 8.Dual-mode solid propellant rocket motors (Fig. 1) includes a housing 1, a combustion chamber 2, a coaxial sheath 3, a nozzle 4. The inner surface of the sheath 2 is provided with an anti-friction coating 5. A charge having a channel 6 and a slit 7 zone is placed in the housing 1. The shell 2 is temporarily fastened to the housing 1. The shell 2 may be equipped with retractable aerodynamic surfaces 8.

Заявляемый способ работы двухрежимного реактивного двигателя применительно к РДДТ осуществляют следующим образом.The inventive method of operation of a dual-mode jet engine in relation to the ECDD is as follows.

Коаксиальную оболочку 3, выполненную по размеру всей цилиндрической части корпуса 1, временно крепят к нему в краевых зонах (например, приклеивают или скрепляют с помощью срезных болтов, которые условно не показаны).Coaxial shell 3, made to fit the entire cylindrical part of the housing 1, is temporarily attached to it in the marginal zones (for example, glued or fastened with shear bolts that are not conventionally shown).

При работе на первом режиме под действием высокого давления корпус 1 за счет радиальной деформации прижимается к оболочке 3. При этом неподвижное положение оболочки 3 в полете обеспечивается как силой прижатия к ней корпуса 1, так и прочностью ее временного скрепления с корпусом 1, которую определяют расчетным путем в зависимости от силы аэродинамического напора, соответствующей конкретной скорости полета в конце первого режима работы двигателя.When working in the first mode under the action of high pressure, the housing 1 is pressed against the shell 3 due to radial deformation. In this case, the fixed position of the shell 3 in flight is ensured by both the force of the body 1 pressed to it and the strength of its temporary attachment to the body 1, which is determined by design by depending on the force of the aerodynamic head corresponding to the specific flight speed at the end of the first mode of operation of the engine.

При переходе двигателя на второй режим работы при пониженном давлении деформация корпуса 1 уменьшится, он отойдет от оболочки 3, нарушится временное крепление к нему оболочки 3, которая будет сброшена силой аэродинамического напора. Этому будет способствовать наличие антифрикционного покрытия 5 на внутренней поверхности оболочки 3, а также, в частности, выдвигаемые в расчетный период времени по команде системы управления над поверхностью оболочки 3 аэродинамические поверхности 8 (щитки).When the engine switches to the second mode of operation under reduced pressure, the deformation of the housing 1 will decrease, it will move away from the shell 3, the temporary attachment of the shell 3 to it will be broken, which will be reset by the force of the aerodynamic pressure. This will be facilitated by the presence of an antifriction coating 5 on the inner surface of the shell 3, as well as, in particular, aerodynamic surfaces 8 (shields) that are advanced by the control system over the surface of the shell 3.

Двухрежимный РПД (фиг. 2) содержит корпус 1, камеру сгорания 2, коаксиальную оболочку 3, сопло 4. Внутренняя поверхность оболочки 3 снабжена антифрикционным покрытием 5. В корпусе 1 размещены стартовый твердотопливный интегральный двигатель 9 со сбрасываемым соплом 10 и маршевый двигатель 11. Сбрасываемое сопло 10 оснащено механической связью (фиг. 3) с оболочкой 3, например, в виде отдельных силовых элементов 12 (в частности, металлические уголки).The dual-mode RPD (Fig. 2) comprises a housing 1, a combustion chamber 2, a coaxial shell 3, a nozzle 4. The inner surface of the shell 3 is provided with an anti-friction coating 5. The housing 1 contains a starting solid-fuel integrated engine 9 with a discharge nozzle 10 and a cruising engine 11. Resettable the nozzle 10 is equipped with a mechanical connection (Fig. 3) with the shell 3, for example, in the form of separate power elements 12 (in particular, metal corners).

Заявляемый способ работы двухрежимного реактивного двигателя применительно к РПД осуществляют следующим образом.The inventive method of operation of a dual-mode jet engine in relation to the RPD is as follows.

Коаксиальную оболочку 3, выполненную с длиной, соответствующей длине стартового двигателя 9, временно крепят к корпусу 1 в краевых зонах оболочки 3 (например, приклеивают или скрепляют с помощью срезных болтов, которые условно не показаны).The coaxial shell 3, made with a length corresponding to the length of the starting engine 9, is temporarily attached to the body 1 in the marginal zones of the shell 3 (for example, glued or fastened with shear bolts that are not conventionally shown).

При работе на первом режиме под действием высокого давления корпус 1 за счет радиальной деформации прижимается к оболочке 3. При этом неподвижное положение оболочки 3 обеспечивается как силой прижатия к ней корпуса, так и прочностью ее временного скрепления с корпусом 1, которую определяют расчетным путем в зависимости от силы аэродинамического напора, соответствующей конкретной скорости полета в конце первого режима работы двигателя.When working in the first mode under the action of high pressure, the housing 1 is pressed against the shell 3 due to radial deformation. In this case, the fixed position of the shell 3 is provided both by the force of the body pressed to it and by the strength of its temporary attachment to the body 1, which is determined by calculation depending on on the strength of the aerodynamic head corresponding to the specific flight speed at the end of the first mode of engine operation.

После окончания работы стартового двигателя 9 сгорает его переднее днище 13 и его остатки выбрасываются через сопло 10, летательный аппарат переходит на второй режим работы при пониженном давлении. При этом деформация корпуса 1 уменьшится, он отойдет от оболочки 3, нарушится временное крепление к нему оболочки 3. Сила, действующая на сопло 10 стартового двигателя 9, при сбрасывании сопла 10 за счет механической связи 12 будет передаваться на оболочку 3 и, в дополнение к силе аэродинамического напора, будет способствовать сбрасыванию оболочки 3 с корпуса 1. Этому же будет способствовать наличие антифрикционного покрытия 5 на внутренней поверхности оболочки 3, а также, в частности, выдвигаемые в расчетный период времени по команде системы управления над поверхностью оболочки 3 аэродинамические поверхности 8 (щитки).After the start of operation of the starting engine 9, its front bottom 13 burns out and its residues are ejected through the nozzle 10, the aircraft switches to the second mode of operation under reduced pressure. In this case, the deformation of the housing 1 will decrease, it will move away from the shell 3, the temporary fastening of the shell 3 to it will break. The force acting on the nozzle 10 of the starting engine 9 will be transmitted to the shell 3 when the nozzle 10 is dropped due to mechanical coupling 12 and, in addition to the force of the aerodynamic pressure will contribute to dropping the shell 3 from the housing 1. This will also be facilitated by the presence of an anti-friction coating 5 on the inner surface of the shell 3, as well as, in particular, put forward by the control system The effects over the surface of the shell 3 are aerodynamic surfaces 8 (shields).

Пример 1.Example 1

Для двухрежимного РДТТ (фиг. 1) с канально щелевым зарядом массой 3,5 т на первом режиме работы давление в камере сгорания 2 составляет 8,8-9,0 МПа, на втором - 3,0-3,5 МПа. Длительность первого режима составляет 34 с, второго - 65 с. Диаметр корпуса с оболочкой - 0,8 м, длина цилиндрической части - 2,5 м.For a dual-mode solid propellant solid propellant rocket motor (FIG. 1) with a channel-like slot charge of 3.5 tons in the first mode of operation, the pressure in the combustion chamber 2 is 8.8–9.0 MPa, and in the second, 3.0–3.5 MPa. The duration of the first mode is 34 s, the second - 65 s. The case diameter with the shell is 0.8 m, the length of the cylindrical part is 2.5 m.

При этом, при использовании способа согласно изобретению общая масса корпуса 1 и оболочки 3 на первом режиме работы двигателя составляет 850 кг, что соответствует постоянной массе корпуса на всех режимах работы двигателя, конструкция которого не предусматривает наличие оболочки, а общая толщина стенки корпуса 1 и оболочки 3 на первом режиме составляет 0,02 м, что соответствует постоянной толщине стенки камеры сгорания (корпуса) на всех режимах работы в конструкции двигателя, не предусматривающего наличие оболочки.In this case, when using the method according to the invention, the total mass of the housing 1 and the shell 3 in the first mode of operation of the engine is 850 kg, which corresponds to a constant mass of the body in all operating modes of the engine, the design of which does not provide for the shell, and the total wall thickness of the housing 1 and the shell 3 in the first mode is 0.02 m, which corresponds to a constant wall thickness of the combustion chamber (housing) in all modes of operation in an engine design that does not provide for a shell.

Для обеспечения прочности, устойчивости и предотвращения деформации корпуса 1 при работе на втором режиме при использовании сбрасываемой оболочки 3 достаточно толщины стенки камеры сгорания (корпуса) 1 равной 0,01 м.To ensure strength, stability and prevent deformation of the housing 1 when operating in the second mode when using the ejection shell 3, the wall thickness of the combustion chamber (housing) 1 is equal to 0.01 m.

После сбрасывания оболочки 3 пассивный вес двигателя на втором режиме работы уменьшится на 250 кг.After dropping the shell 3, the passive weight of the engine in the second mode of operation will decrease by 250 kg.

Усилие аэродинамического напора, действующего на оболочку 3 для рассматриваемого РДТТ, рассчитывают по формуле:The force of the aerodynamic pressure acting on the shell 3 for the considered solid propellant rocket motors is calculated by the formula:

R1=CfS1ρV2/2,R 1 = C f S 1 ρV 2/2,

где:Where:

R1 - усилие аэродинамического напора, действующее на оболочку, н;R 1 - the force of aerodynamic pressure acting on the shell, n;

Cf - полный коэффициент сопротивления трения;C f - the total coefficient of friction resistance;

S1=6,28 м2 - площадь цилиндрической поверхности оболочки;S 1 = 6.28 m 2 - the area of the cylindrical surface of the shell;

ρ=1,17 кг/м3 - плотность воздуха;ρ = 1.17 kg / m 3 - air density;

V - скорость полета летательного аппарата (ракеты), м/с.V is the flight speed of the aircraft (rocket), m / s.

В конце первого режима работы двигателя скорость ракеты достигнет значения 3М (1020 м/с).At the end of the first engine operation mode, the rocket speed will reach a value of 3M (1020 m / s).

При такой скорости полета Cf=0,0025 [Шлихтинг Г. Теория пограничного слоя - М.: Наука, 1969, с 664].With such a flight speed, C f = 0.0025 [Schlichting G. The theory of the boundary layer - M .: Nauka, 1969, p. 664].

Подставив значения величин в формулу для R1 получим:Substituting the values in the formula for R 1 we get:

R1=0,0025⋅6,28 м2⋅1,18 кг/м2⋅10202/2 м2/с2=9637 нR 1 = 0,0025⋅6,28 ⋅1,18 m 2 kg / m 2 ⋅1020 2/2 m 2 / s 2 = 9637 N

Прочность временного скрепления оболочки 3 с корпусом 1 должна быть рассчитана исходя из этого значения.The strength of the temporary fastening of the shell 3 with the housing 1 must be calculated on the basis of this value.

Пример 2.Example 2

Для двухрежимного РПД (фиг. 2) со стартовым интегральным твердотопливным двигателем 9 с размерами корпуса 1, приведенными в примере 1 и с такой же скоростью полета ракеты (3М) в конце первого режима работы двигателя при переходе на второй режим работы давление Рк в камере сгорания 2 составляет 0,5 МПа (5⋅105 н/м2).For a dual-mode RPD (Fig. 2) with a starting integrated solid-fuel engine 9 with body dimensions 1, shown in Example 1 and with the same rocket speed (3M) at the end of the first engine operating mode when switching to the second operating mode, pressure P c in the chamber Combustion 2 is 0.5 MPa (5⋅10 5 n / m 2 ).

Наружный диаметр D сопла 10 стартового двигателя 9 составляет 0,55 м, а диаметр d его критического сечения - 0,21 м.The outer diameter D of the nozzle 10 of the starting engine 9 is 0.55 m, and the diameter d of its critical section is 0.21 m.

Площадь S2 поперечного сечения сопла 10, на которую действует давление Рк, составляет:The area S 2 the cross-section of the nozzle 10, which is affected by the pressure P to , is:

S2=π(D2-d2)/4 м2=3,14(0,552-0,212)/4 м2=0,203 м2 S 2 = π (D 2 -d 2 ) / 4 m 2 = 3.14 (0.55 2 -0.21 2 ) / 4 m 2 = 0.203 m 2

Под действием давления Рк в камере сгорания 2 на втором режиме работы РПД на сбрасываемое сопло 10 действует усилие:Under the action of pressure P to in the combustion chamber 2 in the second mode of operation of the RAP on the discharge nozzle 10 force:

R2=Pк⋅S2=5⋅105 н/м2⋅0,203 м2=101500 нR 2 = P to ⋅S 2 = 5⋅10 5 n / m 2 ⋅0,203 m 2 = 101500 n

Это усилие, за счет механической связи 12 между соплом 10 и оболочкой 3, добавится к усилию аэродинамического напора R1, действующего на оболочку 3 при ее сбрасывании с корпуса 1.This force, due to the mechanical connection 12 between the nozzle 10 and the shell 3, will be added to the force of the aerodynamic head R 1 acting on the shell 3 when it is dropped from the body 1.

Антифрикционное покрытие 5 применительно и к РДТТ и к РПД выполняют, например, из листового фторопласта (ГОСТ 24222-80) или путем напыления расплавленного фторопласта. Параметры аэродинамических поверхностей 8 и необходимость их применения определяются особенностями конкретного двухрежимного реактивного двигателя.Antifriction coating 5 with reference to both solid propellant rocket motors and RPDs is performed, for example, from sheet fluoroplastic (GOST 24222-80) or by spraying molten fluoroplast. The parameters of the aerodynamic surfaces 8 and the need for their application are determined by the characteristics of a particular dual-mode jet engine.

Предлагаемое техническое решение практически реализуемо. Использование заявляемого способа работы двухрежимного реактивного двигателя особенно перспективно для двигателей последних ступеней беспилотных летательных аппаратов (ракет).The proposed technical solution is feasible. Using the proposed method of operation of a dual-mode jet engine is particularly promising for engines of the last stages of unmanned aerial vehicles (rockets).

Claims (1)

Способ работы двухрежимного реактивного двигателя, включающий работу на первом режиме при повышенном давлении и работу на втором режиме при пониженном давлении в камере сгорания, отличающийся тем, что цилиндрическую часть корпуса камеры сгорания оснащают наружной коаксиальной оболочкой, обеспечивают ее неподвижное положение относительно корпуса путем временного скрепления с ним в краевых зонах оболочки на первом режиме работы двигателя, и осуществляют сбрасывание оболочки с сохранением ее целостности при переходе на второй режим работы.The method of operation of a dual-mode jet engine, including work in the first mode with increased pressure and work in the second mode with reduced pressure in the combustion chamber, characterized in that the cylindrical part of the body of the combustion chamber is equipped with an outer coaxial shell, provide its fixed position relative to the body by temporary fastening him in the marginal zones of the shell in the first mode of operation of the engine, and carry out the dumping of the shell while maintaining its integrity when switching to the second bots.
RU2016129091A 2016-07-15 2016-07-15 Method of operation of dual-mode jet engine RU2670287C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016129091A RU2670287C1 (en) 2016-07-15 2016-07-15 Method of operation of dual-mode jet engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016129091A RU2670287C1 (en) 2016-07-15 2016-07-15 Method of operation of dual-mode jet engine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2670287C1 true RU2670287C1 (en) 2018-10-22

Family

ID=63923363

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016129091A RU2670287C1 (en) 2016-07-15 2016-07-15 Method of operation of dual-mode jet engine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2670287C1 (en)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2402773A1 (en) * 1977-09-07 1979-04-06 Europ Propulsion Combined rocket and ram jet engine - has common combustion chamber containing rocket fuel
FR2574480A1 (en) * 1984-12-10 1986-06-13 Matra Device comprising a useable charge and a longitudinally displaceable jet propulsion unit
RU2237188C1 (en) * 2003-03-20 2004-09-27 Орловский государственный технический университет First stage of multistage launch vehicle
RU2362036C1 (en) * 2008-02-07 2009-07-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" Dual-mode solid-propellant rocket engine
RU2435979C1 (en) * 2010-05-11 2011-12-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" Double-pulse solid-propellant rocket engine

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2402773A1 (en) * 1977-09-07 1979-04-06 Europ Propulsion Combined rocket and ram jet engine - has common combustion chamber containing rocket fuel
FR2574480A1 (en) * 1984-12-10 1986-06-13 Matra Device comprising a useable charge and a longitudinally displaceable jet propulsion unit
RU2237188C1 (en) * 2003-03-20 2004-09-27 Орловский государственный технический университет First stage of multistage launch vehicle
RU2362036C1 (en) * 2008-02-07 2009-07-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" Dual-mode solid-propellant rocket engine
RU2435979C1 (en) * 2010-05-11 2011-12-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" Double-pulse solid-propellant rocket engine

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN101545416B (en) Solid rocket engine
US4722261A (en) Extendable ram cannon
Naumann et al. Double-pulse solid rocket motor technology-applications and technical solutions
KR101192203B1 (en) Propulsive equipment and rocket having the same
RU2312999C1 (en) Solid-propellant rocket engine
RU2670287C1 (en) Method of operation of dual-mode jet engine
US20060112674A1 (en) Semi-axisymmetric scramjet flowpath with conformal nozzle
RU2435979C1 (en) Double-pulse solid-propellant rocket engine
Naumann et al. Double-pulse solid rocket technology at bayern-chemie/protac
RU2686546C1 (en) Armor piercing active-missile
RU2465482C2 (en) Low-thrust liquid-propellant engine chamber
RU2352894C1 (en) Underwater missile
US11067036B2 (en) Combustor and jet engine having the same
RU2538645C1 (en) Method of extending area of applicability of coned-bore rocket and coned-bore rocket implementing method
RU2428579C1 (en) Solid-propellant rocket engine with turning control nozzle (versions)
US6481198B1 (en) Multi-stage rocket motor assembly including jettisonable launch motor integrated with flight igniter
DE102016121094B4 (en) Exhaust engine as annular combustion chamber
JP5829278B2 (en) Propulsion systems for flying machines, especially missiles
RU2327949C1 (en) Missile
RU2789097C1 (en) Dual-chamber solid propellant rocket engine (spre)
RU2513326C1 (en) Method of firing of controlled artillery projectile
RU2799263C1 (en) Integrated direct-flow air-jet engine
RU2671452C2 (en) Hypersonic aircraft
RU2222771C1 (en) Rocket
RU2805438C1 (en) Rocket launch block

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20190716