RU2698869C1 - Rocket engine of solid fuel - Google Patents

Rocket engine of solid fuel Download PDF

Info

Publication number
RU2698869C1
RU2698869C1 RU2018115411A RU2018115411A RU2698869C1 RU 2698869 C1 RU2698869 C1 RU 2698869C1 RU 2018115411 A RU2018115411 A RU 2018115411A RU 2018115411 A RU2018115411 A RU 2018115411A RU 2698869 C1 RU2698869 C1 RU 2698869C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
heat
combustion chamber
solid fuel
shell
rear bottom
Prior art date
Application number
RU2018115411A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Владимир Николаевич Калинин
Артур Сергеевич Ахметзянов
Дамир Рустэмович Хасиятуллин
Данил Валерьевич Рябинин
Original Assignee
Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации
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 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации filed Critical Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации
Priority to RU2018115411A priority Critical patent/RU2698869C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2698869C1 publication Critical patent/RU2698869C1/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
    • F02K9/08—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants
    • F02K9/32—Constructional parts; Details not otherwise provided for
    • F02K9/34—Casings; Combustion chambers; Liners thereof
    • F02K9/343—Joints, connections, seals therefor
    • 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
    • F02K9/32—Constructional parts; Details not otherwise provided for
    • F02K9/34—Casings; Combustion chambers; Liners thereof
    • F02K9/346—Liners, e.g. inhibitors

Abstract

FIELD: rocket equipment.SUBSTANCE: invention relates to rocket engineering, particularly, to rocket engines with inner surface heat-insulating coating. Solid-propellant rocket engine comprises a shell of combustion chamber, front and rear bottoms with heat-protective coating on surface and solid fuel charge. Shell of combustion chamber has collar attached to it. In area of docking assembly of rear bottom with shell of combustion chamber heat-insulating coating of rear bottom has protruding part, repeating inner surface of cuff with formation of stagnation zone, and contains from side of solid fuel additionally applied layer of coal-cloth.EFFECT: invention increases erosion resistance of the heat-insulating coating in the area of the docking assembly of the combustion chamber of the rear bottom.1 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к ракетным двигателям с теплозащитным покрытием внутренней поверхности.The invention relates to the field of rocket technology, in particular to rocket engines with heat-protective coating of the inner surface.

Типовая конструкция с концевой уплотнительной манжетой показана в книге Л.Н. Лаврова «Конструкции ракетных двигателей на твердом топливе» (М.: «Машиностроение», 1993, стр. 108).A typical design with an end sealing lip is shown in the book of L.N. Lavrova “Designs of solid propellant rocket engines” (Moscow: Mashinostroenie, 1993, p. 108).

Недостатком конструкции является недостаточная эрозионная стойкость стыковочного узла. При увеличении времени работы двигателя или применение топлива с более высокими энергетическими показателями необходимо увеличивать толщину теплозащитного покрытия, что приведет к увеличению массы двигателя и уменьшения свободного объема камеры сгорания.The design disadvantage is the insufficient erosion resistance of the docking station. With an increase in engine operating time or the use of fuels with higher energy parameters, it is necessary to increase the thickness of the heat-shielding coating, which will lead to an increase in the mass of the engine and a decrease in the free volume of the combustion chamber.

Также известна конструкция ракетного двигателя твердого топлива (см. патент RU №2339829 С1, МПК F02K 9/34, опубл. 27.11.2008), содержащего камеру сгорания, сопловое дно с теплозащитным покрытием и заряд твердого топлива, частично забронированный по наружной поверхности. На сопловом дне, которого, в районе стыка с камерой сгорания, напротив небронированной части заряда установлен экран из теплозащитного материала, образующий застойную зону между камерой сгорания и сопловым дном, при этом экран выполнен в виде отдельной детали или за единое целое с сопловым дном.Also known is the design of a solid fuel rocket engine (see patent RU No. 2339829 C1, IPC F02K 9/34, published November 27, 2008), comprising a combustion chamber, a nozzle bottom with a heat-shielding coating and a charge of solid fuel partially reserved on the outer surface. On the nozzle bottom, which, at the junction with the combustion chamber, opposite the unarmored part of the charge, there is a screen made of heat-shielding material forming a stagnant zone between the combustion chamber and the nozzle bottom, the screen being made as a separate part or as a unit with the nozzle bottom.

Недостатком такой конструкции является большая трудоемкость при изготовлении и сборке ракетных двигателей твердого топлива.The disadvantage of this design is the great complexity in the manufacture and assembly of rocket engines of solid fuel.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение надежности работы ракетного двигателя твердого топлива, за счет повышения эрозионной стойкости теплозащитного покрытия и уменьшение прогрева стенки в районе стыковочного узла камеры сгорания с задним днищем.The objective of the invention is to increase the reliability of the rocket engine of solid fuel, by increasing the erosion resistance of the heat-shielding coating and reducing the heating of the wall in the vicinity of the docking unit of the combustion chamber with the rear bottom.

Указанная задача в ракетном двигателе твердого топлива, содержащем камеру сгорания, переднее и заднее днища с теплозащитным покрытием на поверхности и заряд твердого топлива, достигается тем, что обечайка камеры сгорания имеет скрепленную с ней манжету, причем в районе стыковочного узла заднего днища с обечайкой камеры сгорания теплозащитное покрытие заднего днища имеет выступающую часть, повторяющую внутреннюю поверхность манжеты с образованием застойной зоны, и содержит со стороны твердого топлива дополнительно нанесенный слой углетрикотажного полотна.The specified task in a solid fuel rocket engine containing a combustion chamber, front and rear bottoms with a heat-shielding coating on the surface and a charge of solid fuel, is achieved by the fact that the shell of the combustion chamber has a cuff attached to it, and in the vicinity of the rear bottom docking unit with the shell of the combustion chamber the heat-protective coating of the rear bottom has a protruding part that repeats the inner surface of the cuff with the formation of a stagnant zone, and contains an additional layer of carbon on the side of the solid fuel knitted fabric.

Ракетный двигатель твердого топлива, представленный на фигуре, состоит из обечайки камеры сгорания 1, скрепленной с ней манжетой 2, заднего днища 3 с теплозащитным покрытием 4 и дополнительным слоем углетрикотажного полотна 5.The solid fuel rocket engine shown in the figure consists of a shell of the combustion chamber 1, a cuff 2 fastened to it, a rear bottom 3 with a heat-protective coating 4 and an additional layer of carbon knitted fabric 5.

Теплозащитное покрытие 4 на заднем днище 3 в районе его стыковочного узла с обечайкой камеры сгорания 1 имеет выступающую часть 4, повторяющую внутреннюю поверхность манжеты 2. Таким образом, между обечайкой камеры сгорания 1 и задним днищем 3 в районе стыковочного узла, образуется застойная зона, уменьшающая прогрев стенки камеры сгорания и стыковочного узла.The heat-protective coating 4 on the rear bottom 3 in the region of its docking unit with the shell of the combustion chamber 1 has a protruding part 4, repeating the inner surface of the cuff 2. Thus, between the shell of the combustion chamber 1 and the rear bottom 3 in the area of the docking unit, a stagnant zone is formed, reducing heating the walls of the combustion chamber and the docking station.

Для повышения эрозионной стойкости материала теплозащитного покрытия дополнительно в поверхность теплозащитного покрытия 4 заднего днища 3 впрессовывается слой углетрикотажного полотна 5.To increase the erosion resistance of the material of the heat-shielding coating, a layer of carbon-knitted fabric 5 is pressed into the surface of the heat-shielding coating 4 of the rear bottom 3.

Принцип работы теплозащитного покрытия заключается в следующем:The principle of operation of the thermal barrier coating is as follows:

При работе ракетного двигателя твердого топлива высокотемпературные двухфазные продукты сгорания (с конденсированной фазой) натекают на теплозащитное покрытие с высокой скоростью, что вызывает повышенный унос теплозащитного покрытия.When a solid propellant rocket engine is operating, high-temperature two-phase combustion products (with a condensed phase) leak onto the heat-shielding coating at a high speed, which causes increased ablation of the heat-shielding coating.

Применение теплозащитного покрытия ракетного двигателя твердого топлива позволяет получить двухслойное эрозионностойкое теплозащитное покрытие и придать рассматриваемому теплозащитному покрытию высокие теплозащитные свойства. Внешний слой (со стороны силового корпуса двигателя) выполнен из малотеплопроводящей резины, а внутренний слой (со стороны твердого топлива) выполнен из эрозионностойкого углетрикотажного полотна, впрессованного в резину.The use of a heat-shielding coating for a solid fuel rocket engine allows one to obtain a two-layer erosion-resistant heat-shielding coating and to provide the heat-shielding coating under consideration with high heat-shielding properties. The outer layer (from the side of the engine power casing) is made of low heat-conducting rubber, and the inner layer (from the side of solid fuel) is made of erosion-resistant carbon knitted fabric pressed into the rubber.

Таким образом, двухслойное теплозащитное покрытие позволяет снизить унос теплозащитного покрытия ракетного двигателя твердого топлива и повысить эрозионную стойкость теплозащитного покрытия в зоне стыковочного узла камеры сгорания заднего днища с обечайкой.Thus, the two-layer heat-shielding coating allows to reduce the ablation of the heat-shielding coating of a solid fuel rocket engine and to increase the erosion resistance of the heat-shielding coating in the area of the docking unit of the combustion chamber of the rear bottom with the shell.

Claims (1)

Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий обечайку камеры сгорания, переднее и заднее днища с теплозащитным покрытием на поверхности и заряд твердого топлива, отличающийся тем, что обечайка камеры сгорания имеет скрепленную с ней манжету, причем в районе стыковочного узла заднего днища с обечайкой камеры сгорания теплозащитное покрытие заднего днища имеет выступающую часть, повторяющую внутреннюю поверхность манжеты с образованием застойной зоны, и содержит со стороны твердого топлива дополнительно нанесенный слой углетрикотажного полотна.A rocket engine of solid fuel containing a shell of the combustion chamber, front and rear bottoms with a heat-shielding coating on the surface and a charge of solid fuel, characterized in that the shell of the combustion chamber has a cuff attached to it, and in the vicinity of the docking unit of the rear bottom with the shell of the combustion chamber the rear bottom has a protruding part that repeats the inner surface of the cuff with the formation of a stagnant zone, and contains from the side of the solid fuel an additionally applied layer of carbonicot the canvas.
RU2018115411A 2018-04-24 2018-04-24 Rocket engine of solid fuel RU2698869C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018115411A RU2698869C1 (en) 2018-04-24 2018-04-24 Rocket engine of solid fuel

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018115411A RU2698869C1 (en) 2018-04-24 2018-04-24 Rocket engine of solid fuel

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2698869C1 true RU2698869C1 (en) 2019-08-30

Family

ID=67851699

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2018115411A RU2698869C1 (en) 2018-04-24 2018-04-24 Rocket engine of solid fuel

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2698869C1 (en)

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3446018A (en) * 1966-12-08 1969-05-27 Thiokol Chemical Corp Liner for solid propellant rocket motor
GB1179966A (en) * 1967-10-23 1970-02-04 United Aircraft Corp Pressure Vessel Including a Clevis Joint and Process for the Manufacture Thereof.
RU2076937C1 (en) * 1994-10-04 1997-04-10 Конструкторское бюро приборостроения Solid-propellant rocker engine
US20030163986A1 (en) * 2001-05-08 2003-09-04 Mcguire John R. Pressure-actuated joint system
RU2339829C1 (en) * 2007-04-02 2008-11-27 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" Solid-propellant rocket engine
RU2446307C1 (en) * 2010-10-21 2012-03-27 Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" Adjustable solid-propellant rocket engine

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3446018A (en) * 1966-12-08 1969-05-27 Thiokol Chemical Corp Liner for solid propellant rocket motor
GB1179966A (en) * 1967-10-23 1970-02-04 United Aircraft Corp Pressure Vessel Including a Clevis Joint and Process for the Manufacture Thereof.
RU2076937C1 (en) * 1994-10-04 1997-04-10 Конструкторское бюро приборостроения Solid-propellant rocker engine
US20030163986A1 (en) * 2001-05-08 2003-09-04 Mcguire John R. Pressure-actuated joint system
RU2339829C1 (en) * 2007-04-02 2008-11-27 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" Solid-propellant rocket engine
RU2446307C1 (en) * 2010-10-21 2012-03-27 Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" Adjustable solid-propellant rocket engine

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US11085633B2 (en) Nozzle with insulating air gap and seal to close the gap
CN109707534A (en) A kind of radial direction interlayer type dipulse engine
RU2698869C1 (en) Rocket engine of solid fuel
CA3031657A1 (en) Thermal insulation for fluid carrying components
RU2326260C2 (en) Charge molded within solid-fuel rocket engine case
RU2403491C2 (en) Thermal power cooled wall construction of high-temperature air-gas path element
RU2312999C1 (en) Solid-propellant rocket engine
RU2383764C1 (en) Solid propellant rocket engine
CN106870205B (en) A kind of diplopore shape segmentation rotation powder charge solid-liquid rocket thrust chamber
RU2429368C1 (en) Solid-propellant rocket engine (versions)
US11060483B2 (en) Hybrid rocket engine with improved solid fuel segment
RU2339829C1 (en) Solid-propellant rocket engine
RU2446307C1 (en) Adjustable solid-propellant rocket engine
RU2622141C1 (en) Solid fuel rocket engine
RU161009U1 (en) MOTOR INSTALLATION
RU2682466C1 (en) Combustion chamber of a dual-mode liquid propellant engine, working on a generator-free scheme
RU2728311C1 (en) Solid fuel rocket engine
RU2190113C2 (en) Bonder charge
RU2219363C2 (en) Chamber of liquid propellant thruster
RU2211356C1 (en) Solid-propellant rocket engine
US3191379A (en) Propellant grain for rocket motors
RU2638420C1 (en) Combustion chamber of liquid-propellant engine (lpe) without generator
RU2351788C1 (en) Guided missile solid-propellant rocket engine, solid propellant igniter and rocket engine nozzle assembly
RU2704518C1 (en) Low-thrust liquid-propellant engine chamber
RU2225524C1 (en) Solid-propellant rocket engine

Legal Events

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

Effective date: 20200425

NF4A Reinstatement of patent

Effective date: 20210302