RU2707648C1 - Non-nozzle solid-propellant rocket engine - Google Patents

Non-nozzle solid-propellant rocket engine Download PDF

Info

Publication number
RU2707648C1
RU2707648C1 RU2019100029A RU2019100029A RU2707648C1 RU 2707648 C1 RU2707648 C1 RU 2707648C1 RU 2019100029 A RU2019100029 A RU 2019100029A RU 2019100029 A RU2019100029 A RU 2019100029A RU 2707648 C1 RU2707648 C1 RU 2707648C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
solid fuel
charge
solid
rocket engine
housing
Prior art date
Application number
RU2019100029A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Владимир Григорьевич Шевченко
Алла Вячеславовна Конюкова
Данил Александрович Еселевич
Анатолий Иванович Ананьев
Юрий Петрович Борщев
Original Assignee
Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт химии твердого тела Уральского отделения Российской академии наук
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 Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт химии твердого тела Уральского отделения Российской академии наук filed Critical Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт химии твердого тела Уральского отделения Российской академии наук
Priority to RU2019100029A priority Critical patent/RU2707648C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2707648C1 publication Critical patent/RU2707648C1/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
    • F02K9/10—Shape or structure of solid propellant charges
    • 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

Abstract

FIELD: rocket equipment.SUBSTANCE: invention relates to rocket engineering, particularly to rockets with a non-nozzle solid-propellant engine. Non-nozzle solid-propellant rocket engine comprises body with front bottom, cylindrical part and rear end, solid propellant charge, end of which is made in the form of truncated cone, and igniter. Body is made of material having ignition temperature equal to ignition temperature of material of charge of solid fuel in contact with walls of body. Body and charge of solid fuel are made as whole using 3D printing technology. Layer of igniter with thickness of not less than 100 mcm is applied on end circuit of solid fuel charge.EFFECT: invention allows reducing passive mass of structure and increasing energy efficiency of rocket engine.3 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к ракетам с бессопловом двигателем твердого топлива.The invention relates to rocket technology, in particular to rockets with a non-fuel engine of solid fuel.

Известен бессопловой ракетный двигатель твердого топлива, который включает камеру сгорания (корпус) с передним днищем, цилиндрической частью и задним торцом, а также скрепленный с камерой сгорания заряд с центральным каналом. Заряд состоит из двух последовательно расположенных частей. Большая часть заряда расположена у переднего днища и выполнена с цилиндрическим центральным каналом. Меньшая часть заряда расположена у заднего торца камеры сгорания, имеет центральный канал, площадь проходного сечения которого плавно увеличивается в сторону выходного сечения, и изготовлена из топлива, имеющего скорость горения, на 30%÷50% меньшую, чем скорость горения большей части заряда. Масса меньшей части заряда составляет 2%-10% от общей массы заряда (патент RU 2517971, МПК F02K9/12, 2014 г.).Known non-particle solid-fuel rocket engine, which includes a combustion chamber (housing) with a front bottom, a cylindrical part and a rear end, as well as a charge attached to the combustion chamber with a central channel. The charge consists of two successive parts. Most of the charge is located at the front bottom and is made with a cylindrical central channel. A smaller part of the charge is located at the rear end of the combustion chamber, has a central channel, the passage area of which gradually increases towards the output section, and is made of fuel having a burning rate that is 30% ÷ 50% lower than the burning rate of most of the charge. The mass of the smaller part of the charge is 2% -10% of the total mass of the charge (patent RU 2517971, IPC F02K9 / 12, 2014).

Однако известный бессопловой ракетный двигатель твердого топлива характеризуется рядом недостатков, а именно удельный импульс тяги имеет пониженное значение за счет, во-первых, формирования "виртуального сопла " с отклонением от формы правильного усеченного конуса, которая является предпочтительной для работы двигателя, вследствие применения зарядов из медленно и быстро горящих топлив в виде отдельных блоков; во- вторых, наличия балласта, которым является корпус, не участвующего в энергетике реактивного движения.However, the known non-fuelless solid fuel rocket engine is characterized by a number of disadvantages, namely, the specific thrust impulse has a reduced value due, firstly, to the formation of a “virtual nozzle” with a deviation from the shape of the correct truncated cone, which is preferred for engine operation, due to the use of charges from slow and fast burning fuels in the form of separate blocks; secondly, the presence of ballast, which is a body that is not involved in the energy of jet propulsion.

Таким образом, перед авторами была поставлена задача разработать конструкцию бессоплового ракетного двигателя твердого топлива, обеспечивающего повышения удельного импульса тяги.Thus, the authors were tasked to develop the design of a non-nozzle solid propellant rocket engine that provides increased specific thrust.

Поставленная задача решена в предлагаемом бессопловом ракетном двигателе твердого топлива, содержащим корпус, имеющий переднее днище, цилиндрическую часть и задний торец, заряд твердого топлива, торец которого корпус и заряд твердого топлива выполнены как единое целое с использованием технологии 3D-печати, при этом слой воспламенителя толщиной не менее 100мкм нанесен на торцевой контур заряда твердого топлива.The problem is solved in the proposed non-propellant solid fuel rocket engine, comprising a housing having a front bottom, a cylindrical part and a rear end, a solid fuel charge, an end face of which the housing and a solid fuel charge are made integrally using 3D printing technology, wherein the igniter layer at least 100 μm thick is applied to the end contour of the solid fuel charge.

При этом корпус бессоплового ракетного двигателя твердого топлива может быть выполнен из сплава на основе алюминия, например, Al2Mg3.In this case, the housing of a non-nozzle solid fuel rocket engine can be made of an alloy based on aluminum, for example, Al 2 Mg 3 .

При этом заряд твердого топлива бессоплового ракетного двигателя твердого топлива может быть выполнен из смесевого твердого топлива, дополнительно содержащего порошок металлического циркония или алюминия, модифицированного оксидом ванадия или редкоземельным элементом.In this case, the charge of solid fuel of a non-nozzle solid propellant rocket engine can be made of mixed solid fuel, additionally containing a powder of metallic zirconium or aluminum modified with vanadium oxide or a rare-earth element.

В настоящее время из патентной и научно-технической литературы не известна конструкция бессоплового ракетного двигателя твердого топлива, в котором слой воспламенителя нанесен на торцевой контур заряда твердого топлива, при этом корпус выполнен из материала, имеющего температуру воспламенения, равную температуре воспламенения материала заряда твердого топлива, контактирующего со стенками корпуса, причем корпус и заряд твердого топлива выполнены как единое целое с использованием технологии 3D-печати.Currently, from the patent and scientific and technical literature, the design of a non-nozzle solid fuel rocket engine is not known, in which the igniter layer is deposited on the end circuit of the solid fuel charge, while the casing is made of a material having an ignition temperature equal to the ignition temperature of the solid fuel charge material, in contact with the walls of the housing, and the housing and the charge of solid fuel are made as a whole using 3D printing technology.

На фиг. 1а приведена схема бессоплового ракетного двигателя твердого топлива, содержащего корпус (1), выполненный из материала, имеющего температуру воспламенения, равную температуре воспламенения материала заряда твердого топлива, контактирующего со стенками корпуса, например, из сплава на основе алюминия Al2Mg3; заряд твердого топлива (2), торец которого выполнен в виде усеченного конуса (4); воспламенитель (3), нанесенный слоем толщиной не менее 100мкм на торцевой контур заряда твердого топлива. Заряд твердого топлива (2) может быть выполнен из смесевого топлива, дополнительно содержащего порошок металлического циркония или алюминия, модифицированного оксидом ванадия или редкоземельным элементом.In FIG. 1a is a diagram of a nozzle-free solid fuel rocket engine comprising a housing (1) made of a material having an ignition temperature equal to the ignition temperature of a solid fuel charge material in contact with the walls of the housing, for example, from an alloy based on aluminum Al 2 Mg 3 ; solid fuel charge (2), the end of which is made in the form of a truncated cone (4); the igniter (3), deposited with a layer of a thickness of at least 100 μm on the end circuit of the charge of solid fuel. The charge of solid fuel (2) can be made of mixed fuel, optionally containing a powder of metallic zirconium or aluminum, modified with vanadium oxide or a rare-earth element.

В предлагаемой конструкции использование 3D-печати позволяет изготовить корпус и заряд твердого топлива как единое целое, при этом изготовление корпуса из материала, имеющего температуру воспламенения, равную температуре воспламенения материала заряда твердого топлива обеспечивает после срабатывания воспламенителя одновременное воспламенение заряда твердого топлива и корпуса, что наряду с выполнением заряда твердого топлива из однородного по составу материала, имеющего более высокую температуру горения, чем в известном решении, и обеспечивающего за счет однородности равномерное по объему заряда горение, позволяет получить фронт горения в виде "виртуального сопла", имеющего форму правильного усеченного конуса, которая не изменяется в процессе горения заряда, что и обусловливает увеличение удельного импульса тяги на 5-10% и увеличение скорости полета ракеты согласно формуле Циолковского на 10-20%.In the proposed design, the use of 3D printing allows the casing and the charge of solid fuel to be made as a whole, while the manufacture of the casing from a material having a flash point equal to the ignition temperature of the solid fuel charge material ensures that, after the igniter is activated, the ignition of the solid fuel charge and the casing simultaneously ignites, which, along with with the implementation of the charge of solid fuel from a homogeneous composition of a material having a higher combustion temperature than in the known solution, and about ensuring uniform combustion in charge volume due to uniformity, it allows one to obtain a combustion front in the form of a “virtual nozzle” having the shape of a regular truncated cone, which does not change during the combustion of the charge, which causes an increase in the specific impulse of thrust by 5-10% and an increase in speed missile flight according to the Tsiolkovsky formula by 10-20%.

Предлагаемый бессопловой ракетный двигатель твердого топлива работает следующим образом. После срабатывания воспламенителя, нанесенного слоем толщиной не менее 100мкм на торцевой контур заряда твердого топлива, воспламеняется заряд и одновременно с ним воспламеняется корпус двигателя (6), выполненный из материала, имеющего температуру воспламенения, равную температуре воспламенения материала заряда твердого топлива(см. фиг. 1б). В случае изготовления корпуса из сплава на основе алюминия, например, Al2Mg3, а заряда твердого топлива - из смесевого топлива, дополнительно содержащего порошок металлического циркония или алюминия, модифицированного оксидом ванадия или редкоземельным элементом, температура горения составит 3500-4000 °С. При этом продукты сгорания формируют "виртуальное сопло" (5) с потоком продуктов сгорания, температура которого достигает 3500-4000°С за счет высокой энергетической эффективности материала заряда твердого топлива, содержащего смесь горючего топлива и энергоемкое металлическое горючее - порошок металлического циркония или алюминия, модифицированного оксидом ванадия или редкоземельным элементом. По мере сгорания топлива твердого заряда корпус, являясь активной оболочкой, также сгорает, снижая пассивную массу конструкции, способствуя увеличению удельного импульса тяги и не нарушая формы "виртуального сопла".The proposed non-jet solid propellant rocket engine operates as follows. After the igniter is activated, applied with a layer of a thickness of at least 100 μm to the end circuit of the solid fuel charge, the charge ignites and at the same time the engine body (6) is ignited, made of a material having an ignition temperature equal to the ignition temperature of the solid fuel charge material (see Fig. 1b). In the case of manufacturing a body made of an alloy based on aluminum, for example, Al 2 Mg 3 , and a solid fuel charge from mixed fuel, additionally containing a powder of metal zirconium or aluminum, modified with vanadium oxide or a rare-earth element, the combustion temperature will be 3500-4000 ° С. In this case, the combustion products form a “virtual nozzle” (5) with the flow of combustion products, the temperature of which reaches 3500-4000 ° C due to the high energy efficiency of the solid fuel charge material containing a mixture of combustible fuel and energy-intensive metal fuel - metal zirconium or aluminum powder, modified with vanadium oxide or rare earth. As the solid fuel burns, the casing, being an active shell, also burns out, reducing the passive mass of the structure, contributing to an increase in the specific impulse of thrust and without violating the shape of the “virtual nozzle”.

Таким образом, предлагаемая авторами конструкция позволяет получить:Thus, the design proposed by the authors allows to obtain:

- в процессе горения "виртуальное сопло" в форме правильного усеченного конуса, форма которого не меняется с течением времени;- during combustion, a “virtual nozzle” in the form of a regular truncated cone, the shape of which does not change over time;

- снижение пассивной массы конструкции и увеличение энергетической эффективности;- reducing the passive mass of the structure and increasing energy efficiency;

- повышение температуры горения.- increase in combustion temperature.

Как следствие, в результате использования указанных преимуществ достигается увеличение удельного импульса тяги и скорости движения ракеты.As a result, as a result of using these advantages, an increase in the specific impulse of thrust and the speed of the rocket is achieved.

Claims (3)

1. Бессопловой ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус, имеющий переднее днище, цилиндрическую часть и задний торец, заряд твердого топлива, торец которого выполнен в виде усеченного конуса, и воспламенитель, отличающийся тем, что корпус выполнен из материала, имеющего температуру воспламенения, равную температуре воспламенения материала заряда твердого топлива, контактирующего со стенками корпуса, причем корпус и заряд твердого топлива выполнены как единое целое с использованием технологии 3D-печати, при этом слой воспламенителя толщиной не менее 100 мкм нанесен на торцевой контур заряда твердого топлива.1. A non-fuel solid fuel rocket engine comprising a housing having a front bottom, a cylindrical part and a rear end, a solid fuel charge, the end of which is made in the form of a truncated cone, and an ignitor, characterized in that the housing is made of a material having an ignition temperature equal to the ignition temperature of the solid fuel charge material in contact with the walls of the housing, the housing and the solid fuel charge being made as a whole using 3D printing technology, while the ignition layer a substitute with a thickness of at least 100 μm is deposited on the end circuit of the charge of solid fuel. 2. Бессопловой ракетный двигатель твердого топлива по п. 1, отличающийся тем, что корпус выполнен из сплава на основе алюминия, например Al2Mg3.2. The diesel-free solid fuel rocket engine according to claim 1, characterized in that the casing is made of an alloy based on aluminum, for example Al 2 Mg 3 . 3. Бессопловой ракетный двигатель твердого топлива по п. 1, отличающийся тем, что заряд твердого топлива выполнен из смесевого топлива, содержащего дополнительно порошок металлического циркония или алюминия, модифицированного оксидом ванадия или редкоземельным элементом.3. The non-fuel solid fuel rocket engine according to claim 1, characterized in that the solid fuel charge is made of mixed fuel, additionally containing a powder of metal zirconium or aluminum, modified with vanadium oxide or a rare earth element.
RU2019100029A 2019-01-09 2019-01-09 Non-nozzle solid-propellant rocket engine RU2707648C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019100029A RU2707648C1 (en) 2019-01-09 2019-01-09 Non-nozzle solid-propellant rocket engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019100029A RU2707648C1 (en) 2019-01-09 2019-01-09 Non-nozzle solid-propellant rocket engine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2707648C1 true RU2707648C1 (en) 2019-11-28

Family

ID=68836263

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2019100029A RU2707648C1 (en) 2019-01-09 2019-01-09 Non-nozzle solid-propellant rocket engine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2707648C1 (en)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4574700A (en) * 1984-11-15 1986-03-11 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Solid rocket motor with nozzle containing aromatic amide fibers
US4856276A (en) * 1987-06-12 1989-08-15 Morton Thiokol, Inc. Variable mass flow rate solid propellant grain
EP1707788A2 (en) * 2005-03-30 2006-10-04 Bayern-Chemie Gesellschaft für flugchemische Antriebe mbH Configuration of a solid propellant charge
RU2517971C1 (en) * 2012-12-29 2014-06-10 Государственный научный центр Российской Федерации-федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" Nozzle-free solid-propellant rocket engine

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4574700A (en) * 1984-11-15 1986-03-11 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Solid rocket motor with nozzle containing aromatic amide fibers
US4856276A (en) * 1987-06-12 1989-08-15 Morton Thiokol, Inc. Variable mass flow rate solid propellant grain
EP1707788A2 (en) * 2005-03-30 2006-10-04 Bayern-Chemie Gesellschaft für flugchemische Antriebe mbH Configuration of a solid propellant charge
RU2517971C1 (en) * 2012-12-29 2014-06-10 Государственный научный центр Российской Федерации-федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" Nozzle-free solid-propellant rocket engine

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
И.ТИМНАТ, Ракетные двигатели на химическом топливе, Москва, "Мир", 1990, стр. 129-131. *

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US2408252A (en) Ammunition
US2724237A (en) Rocket projectile having discrete flight initiating and sustaining chambers
US2434652A (en) Igniter
US3789610A (en) Tandem solid-hybrid rocket motor
GB1171705A (en) Improvements in or relating to Solid Fuel Rocket Propulsion Units
RU2707648C1 (en) Non-nozzle solid-propellant rocket engine
US3857239A (en) Selectable-impulse solid propellant rocket motor
RU2461728C2 (en) Solid-propellant rocket engine
US3561363A (en) Armor-piercing ammunition
RU2493533C1 (en) Active jet projectile
RU2623134C1 (en) Solid fueled integrated straight-jet engine
RU2383764C1 (en) Solid propellant rocket engine
KR101987170B1 (en) Ramjet Solid Fuel with Ignition Support for Gun-Propelled Ramjet Shell
JP2001262118A (en) Rainfall-inducing agent, rainfall-inducing device and rainfall-inducing rocket
US3174283A (en) Expendable barrier
US20050279083A1 (en) Folded detonation initiator for constant volume combustion device
RU2493401C1 (en) Solid propellant rocket engine
RU2644804C1 (en) Small-pulse impulse rpre working in the low-speed detonation mode
RU2125175C1 (en) Solid-propellant rocket engine
RU2459969C1 (en) Solid-propellant charge for rocket engine of aircraft rocket
RU2016132749A (en) SOLID FUEL ROCKET ENGINE (OPTIONS)
RU2686763C1 (en) Combined explosion of volumetric explosion
RU2527903C1 (en) Ignition of solid-propellant charge and solid-propellant rocket engine to this end
JPS61282799A (en) Igniter for gas generating charging explosive
RU2690472C1 (en) Solid-propellant charge for starting jet engines