RU2715453C1 - Многорежимный ракетный двигатель твердого топлива - Google Patents
Многорежимный ракетный двигатель твердого топлива Download PDFInfo
- Publication number
- RU2715453C1 RU2715453C1 RU2019115917A RU2019115917A RU2715453C1 RU 2715453 C1 RU2715453 C1 RU 2715453C1 RU 2019115917 A RU2019115917 A RU 2019115917A RU 2019115917 A RU2019115917 A RU 2019115917A RU 2715453 C1 RU2715453 C1 RU 2715453C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- intermediate bottom
- engine
- chamber
- outer edge
- rubber membrane
- Prior art date
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
- F02K9/28—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)
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к многорежимным твердотопливным ракетным двигателям, и может быть использовано при создании ракет. Многорежимный ракетный двигатель твердого топлива содержит цилиндрический корпус, промежуточное днище, разделяющее его на стартовую и маршевую камеры сгорания, заряды твердого топлива, воспламенительные устройства и выходное сопло. Промежуточное днище выполнено из выгнутой в сторону маршевой камеры полусферической перфорированной оболочки, выполненной из высокопрочной легированной стали и имеющей переменную толщину, увеличивающуюся от центра к внешнему краю. Со стороны стартовой камеры сгорания промежуточное днище прикрыто металлической фольгой и резиновой мембраной. В теплозащитном покрытии стартовой камеры сгорания имеется кольцевой выступ, который при сборке двигателя вдавливается и зажимает внешний край резиновой мембраны. Изобретение позволяет повысить надежность работы ракетного двигателя, а также повысить технологичность изготовления и сборки такого двигателя. 3 ил.
Description
Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к многорежимным твердотопливным ракетным двигателям, и может быть использовано при создании ракет.
Многорежимный ракетный двигатель содержит цилиндрический корпус, стартовую и маршевую камеры сгорания с твердотопливными зарядами соответственно. Камеры разделяет промежуточное днище с теплозащитным покрытием. К передней части маршевой камеры пристыкована крышка с воспламенительным устройством, а к задней части стартовой камеры - сопло с воспламенительным устройством и заглушкой.
Известен двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива (патент России №2390646, МПК F02K 9/28 от 29.12.2008 г.), содержащий цилиндрический корпус, стартовую и маршевую камеры с пороховыми зарядами, разделительное днище, устройство вскрытия днища и сопло. Устройство вскрытия днища выполнено в виде симметрично расположенных относительно продольной оси двигателя на разделительном днище сферических перфорированных заглушек, выгнутых в сторону маршевой камеры. Со стороны стартовой камеры заглушка взаимодействует с тонкостенной мембраной, повторяющей ее форму, герметично закрепленной по периферии на заглушке и имеющей теплозащитное покрытие (ТЗП).
Основными недостатками прототипа является большое количество конструктивных элементов, сложность сборки ракетного двигателя (РД) и газодинамические потери в маршевом режиме, до 4%, из-за необходимости перетекать газам через четыре отверстия разделительного днища. Кроме того, в ракетных двигателях, где относительно большой диаметр критического сечения сопла, необходимо производить большее количество отверстий перфорации для достижения соотношения 2,5:1, и как следствие - уменьшение размера перегородок между отверстием, а это приводит, по результатам испытаний, к снижению прочности этих заглушек и возможному их разрушению с последующим взрывом ракетного двигателя.
Настоящее изобретение ставит целью повышение надежности, технологичности изготовления ракетного двигателя, а также повышение его тяговых характеристик.
Поставленная цель достигается за счет отказа от сферических перфорированных заглушек и устройства отверстий перфорации непосредственно в промежуточном днище. Для обеспечения прочностных характеристик, промежуточное днище из высокопрочной легированной стали имеет переменную толщину: минимальную в центре и увеличивающуюся к внешнему краю. Днище прикрыто со стороны стартовой камеры металлической фольгой и резиновой мембраной. В теплозащитном покрытии стартовой камеры сгорания имеется кольцевой выступ, который при сборке РД вдавливается и зажимает внешний край резиновой мембраны, тем самым обеспечивается герметичность стартовой камеры.
Изобретение поясняется чертежами, где на фиг. 1 - изображен общий вид устройства, на фиг. 2 - конструкция днища с фольгой и мембраной, на фиг. 3 - конструкция соединения выступа ТЗП стартовой камеры сгорания с резиновой мембраной.
Двигатель (фиг. 1) содержит цилиндрический корпус 1, стартовую камеру сгорания 2 с твердотопливным зарядом 3, маршевую камеру сгорания 4 с твердотопливным зарядом 5. Для истечения продуктов сгорания стартовой и маршевой ступени используется одно сопло 6. Камеры 2, 4 стартового и маршевого режимов разделены полусферическим металлическим промежуточным днищем 7, в котором имеются отверстия перфорации 8 (фиг. 2). Промежуточное днище 7 изготавливается из высокопрочной легированной стали, например, 26Х2НВМБР (КВК-26), характеризующейся высокой прочностью на излом и растяжение, при этом - относительно низкой жаропрочностью. Толщина днища 7 переменная: в центре h1=1,5-2,5 мм и плавно увеличивается к внешнему краю до h2=3-4 мм. Количество и размер отверстий перфорации подбирается с учетом, что их суммарная площадь превышает площадь критического сечения сопла более чем в 2,5 раза. Со стороны стартовой камеры 2 на промежуточном днище 7, повторяя ее форму, расположена металлическая фольга 9 толщиной 0,5-1 мм и резиновая мембрана 10. В теплозащитном покрытии 11 стартовой камеры сгорания формируется кольцевой выступ 12 гребнеобразной формы (фиг. 3). При сборке РД кольцевой выступ 12 вдавливается и зажимает внешний край резиновой мембраны 10 и металлической фольги 9 к промежуточному днищу 7, тем самым обеспечивается герметичность стартовой камеры.
Многорежимный ракетный двигатель твердого топлива работает следующим образом. Включение стартовой и маршевой ступени производится последовательно, возможно, с паузой. При работе стартовой камеры давление продуктов сгорания заряда воздействует через резиновую мембрану и фольгу на полусферическое металлическое промежуточное днище, при этом его центральная часть работает на растяжение, а внешние края - на изгиб. Продавливание металлической фольги с резиновой мембраной не происходит по причине того, что давление в стартовой камере не превышает предельно допустимого для локального участка фольги с мембраной, соответствующей площади одной перфорации.
При включении маршевой камеры продукты сгорания, проникая через отверстия перфорации, воздействуют на фольгу с мембраной по всей ее площади, вскрывают ее и, проникая в стартовую камеру, истекают через сопло.
Через 0,1-0,2 с после вскрытия фольги с мембраной, из-за относительно низкой жаропрочности промежуточного днища, перемычки между отверстиями перфорации прогорают, и продукты сгорания начинают исходить через всю его площадь с минимальными газодинамическими потерями, которые по итогам испытаний составляют 2,5%.
Таким образом, предложенное техническое решение позволяет достичь поставленных целей, а именно: повышение надежности работы РД за счет увеличения размеров перемычек между отверстиями перфорации и предотвращения их разрушения; повышение технологичности его изготовления и сборки за счет снижения количества сборочных единиц и применения простых и более технологичных технических решений, а также повышение его тяговых характеристик в маршевом режиме за счет снижения газодинамических потерь истекания газов.
Claims (1)
- Многорежимный ракетный двигатель твердого топлива, состоящий из цилиндрического корпуса, промежуточного днища, разделяющего его на стартовую и маршевую камеры сгорания, зарядов твердого топлива, воспламенительных устройств и выходного сопла, отличающийся тем, что промежуточное днище выполнено из выгнутой в сторону маршевой камеры полусферической перфорированной оболочки, выполненной из высокопрочной легированной стали и имеющей переменную толщину, увеличивающуюся от центра к внешнему краю, прикрытой со стороны стартовой камеры сгорания металлической фольгой и резиновой мембраной, при этом в теплозащитном покрытии стартовой камеры сгорания имеется кольцевой выступ, который при сборке двигателя вдавливается и зажимает внешний край резиновой мембраны.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2019115917A RU2715453C1 (ru) | 2019-05-23 | 2019-05-23 | Многорежимный ракетный двигатель твердого топлива |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2019115917A RU2715453C1 (ru) | 2019-05-23 | 2019-05-23 | Многорежимный ракетный двигатель твердого топлива |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2715453C1 true RU2715453C1 (ru) | 2020-02-28 |
Family
ID=69768135
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2019115917A RU2715453C1 (ru) | 2019-05-23 | 2019-05-23 | Многорежимный ракетный двигатель твердого топлива |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2715453C1 (ru) |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3888079A (en) * | 1972-03-25 | 1975-06-10 | Dynamit Nobel Ag | Solid propellant rocket motor |
US4956971A (en) * | 1988-08-03 | 1990-09-18 | Morton Thiokol, Inc. | Solid propellant canister loaded multiple pulsed or staged rocket motor |
GB2367605A (en) * | 1991-10-11 | 2002-04-10 | Thiokol Corp | Membrane seal assembly for a pulsed rocket motor |
EP1138923B1 (fr) * | 2000-03-01 | 2005-10-19 | Roxel France | Moteur autopropulsé à plusieurs étages et système de séparation situé entre deux étages consécutifs |
RU2390646C1 (ru) * | 2008-12-29 | 2010-05-27 | Открытое акционерное общество "Машиностроительное конструкторское бюро "Искра" имени Ивана Ивановича Картукова" | Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива |
-
2019
- 2019-05-23 RU RU2019115917A patent/RU2715453C1/ru active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3888079A (en) * | 1972-03-25 | 1975-06-10 | Dynamit Nobel Ag | Solid propellant rocket motor |
US4956971A (en) * | 1988-08-03 | 1990-09-18 | Morton Thiokol, Inc. | Solid propellant canister loaded multiple pulsed or staged rocket motor |
GB2367605A (en) * | 1991-10-11 | 2002-04-10 | Thiokol Corp | Membrane seal assembly for a pulsed rocket motor |
EP1138923B1 (fr) * | 2000-03-01 | 2005-10-19 | Roxel France | Moteur autopropulsé à plusieurs étages et système de séparation situé entre deux étages consécutifs |
RU2390646C1 (ru) * | 2008-12-29 | 2010-05-27 | Открытое акционерное общество "Машиностроительное конструкторское бюро "Искра" имени Ивана Ивановича Картукова" | Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP4619813B2 (ja) | 二段推力ロケットモータ | |
RU2715453C1 (ru) | Многорежимный ракетный двигатель твердого топлива | |
RU2390646C1 (ru) | Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива | |
RU2445492C1 (ru) | Двухрежимная двигательная установка | |
RU2422663C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
RU2715450C1 (ru) | Многорежимный ракетный двигатель | |
KR20210019189A (ko) | 램제트 기관을 구비하는 발사체 | |
JP2006226202A (ja) | 二段推力ロケットモータ | |
US3726219A (en) | Integral propellant case ramjet projectile | |
US20050279083A1 (en) | Folded detonation initiator for constant volume combustion device | |
RU2378525C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
RU2704058C9 (ru) | Разделительное днище многоимпульсного ракетного двигателя на твердом топливе | |
RU2675983C1 (ru) | Двигатель кумулятивно-фугасного заряда | |
RU2251628C1 (ru) | Импульсный ракетный двигатель твердого топлива | |
RU2620613C1 (ru) | Ракетный двигатель активно-реактивного снаряда | |
RU2351788C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива управляемого снаряда, воспламенитель твердотопливного заряда и сопловой блок ракетного двигателя | |
RU2362035C1 (ru) | Заряд твердого ракетного топлива | |
RU2084676C1 (ru) | Двухрежимный ракетный двигатель | |
RU2372513C1 (ru) | Заглушка сопла ракетного двигателя | |
RU2125175C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
RU2538645C1 (ru) | Способ расширения зоны применимости бикалиберной ракеты и бикалиберная ракета, реализующая способ | |
RU2708755C1 (ru) | Газогенератор твердотопливный | |
RU2808356C1 (ru) | Управляемый активно-реактивный снаряд с ракетно-прямоточным двигателем для артиллерийского орудия с нарезным стволом | |
RU2783054C1 (ru) | Двухрежимный ракетный двигатель на твердом топливе | |
RU191726U1 (ru) | Газогенератор твердотопливный |