RU2718106C1 - Ракетная двигательная установка с устройством диспергирования твёрдого топлива - Google Patents

Ракетная двигательная установка с устройством диспергирования твёрдого топлива Download PDF

Info

Publication number
RU2718106C1
RU2718106C1 RU2019102737A RU2019102737A RU2718106C1 RU 2718106 C1 RU2718106 C1 RU 2718106C1 RU 2019102737 A RU2019102737 A RU 2019102737A RU 2019102737 A RU2019102737 A RU 2019102737A RU 2718106 C1 RU2718106 C1 RU 2718106C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
gas
solid fuel
combustion chamber
dispersing
fuel
Prior art date
Application number
RU2019102737A
Other languages
English (en)
Inventor
Михаил Владимирович Конюхов
Ольга Владимировна Чичаева
Валентина Анатольевна Филимонова
Сергей Владимирович Шалыгин
Original Assignee
ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ "Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого" МИНИСТЕРСТВА 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 ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ "Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого" МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ filed Critical ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ "Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого" МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ
Priority to RU2019102737A priority Critical patent/RU2718106C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2718106C1 publication Critical patent/RU2718106C1/ru

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
    • F02K9/24—Charging rocket engines with solid propellants; Methods or apparatus specially adapted for working 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
    • F02K9/70—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using semi- solid or pulverulent propellants

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)

Abstract

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к ракетным двигателям. Ракетная двигательная установка с устройством диспергирования твердого топлива включает корпус, заполненный твердым топливом, сопловой блок с камерой сгорания, а также поршень, турбины и газовый редуктор. Устройство диспергирования твердого топлива выполнено в виде предварительного и диспергирующего измельчителей. Поршень выполнен с возможностью подачи твердого топлива на предварительный измельчитель под действием газа, поступающего по газовому трубопроводу из камеры сгорания. После предварительного измельчителя топливо через направляющую воронку подается на диспергирующий измельчитель и затем через направляющую воронку в камеру сгорания. Турбины выполнены с возможностью приведения в действие каждого из измельчителей под действием газа, поступающего из камеры сгорания, причем газ из камеры сгорания подается на турбины и поршень через газовый редуктор. Изобретение позволяет повысить стабильность горения твердого топлива и снизить требования к температурным и влажностным режимам хранения ракет. 1 ил.

Description

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности, к ракетным двигателям. Изобретение позволяет использовать твердое топливо для ракет, работающих на жидкостных реактивных двигателях за счет устройств принудительного гранулирования и диспергирования, с последующим смешиванием с окислителем и подачей в камеру сгорания.
Изобретение направлено на снижение требований к температурным и влажностным режимам хранения ракет, а также для придания твердотопливным ракетам возможности вращения соплового аппарата относительно топливного ствола для обеспечения возможности маневрирования.
Известны РДТТ на основе смесевого резиноподобного топлива типа «ОПАЛ» и на основе пороховых шашек.
РДТТ, в которых используется «ОПАЛ», резиноподобное топливо конструктивно прочно скрепляют с корпусом двигателя и с каналом сгорания звездообразной формы. Двигательная установка условно делится на две части: корпус и сопловой блок с камерой сгорания. Корпус выполнен из композитных материалов, а сопловой блок выполнен в виде частично утопленного в камеру сгорания сопла.
Несмотря на соблюдение требований ТВР к хранению РДТТ на основе топлива «ОПАЛ», его резиноподобная основа при длительном хранении разрушается (расслаивается, т.е. образуются трещины), что негативно сказывается на безопасности применения (равномерности сгорания) и энергетических характеристиках.
РДТТ на основе пороховых шашек представляет собой пороховую шашку, размещенную целиком в камере сгорания. РДТТ на основе пороховых шашек применялись в небольших изделиях, таких как ракеты РСЗО и PC в авиации в годы Великой Отечественной войны. В данный момент основное назначение РДТТ с пороховыми шашками в сигнальных ракетах.
Время работы и тяга двигателя на пороховых шашках зависит от величины пролетного пространства и его формы (в том числе от профиля порохового заряда). Хранятся значительно дольше, так как различные микротрещины в топливе не влияют на надежность, но имеют куда более низкие энергетические характеристики.
Наиболее близким по технической сущности является пылеугольная горелка, представляющая собой корпус с патрубком для подвода воздуха и центральной трубы, вместе представляющие собой конструкцию, обеспечивающую подачу смеси воздуха и угольной пыли, которая расположена внутри вспомогательной газовой горелки со своим автономным газовым патрубком. Данная центральная труба выполнена в виде двух концентрически расположенных металлических обечаек с огнеупорной прокладкой между ними. На выходном торце центрального патрубка установлена коническая насадка. Вокруг вспомогательной горелки дополнительно установлена обечайка для подвода воздуха с размещенным в ней завихрителем.
Недостатком пылеугольной горелки для использования ее в качестве ракетной двигательной установки является отсутствие конструктивно совмещенного с ней диспергирующего устройства для измельчения твердого топлива ракеты и для придания ему свойств сыпучести эквивалентного текучести жидкому ракетному топливу с целью использования его в жидкостных реактивных двигателях. А также отсутствие устройства (тракта), позволяющего подавать топливо в диспергирующее устройство с заданными динамическими параметрами.
Задачей изобретения является повышение стабильности горения твердого топлива и снижение требований к температурным и влажностным режимам хранения ракет, а также для придания твердотопливным ракетам возможности вращения двигательной установки относительно топливного ствола для обеспечения маневрирования.
Требуемый технический результат достигается тем, что в устройстве реализуется измельчение твердого топлива до состояния пылеобразной субстанции, которая может подаваться в камеру сгорания как жидкое топливо.
Сущность изобретения поясняется чертежом на фиг. 1, где представлены: 1 - поршень, толкающий топливо; 2 - корпус с твердым топливом; 3 - заряд твердого топлива; 4 - предварительный измельчитель; 5 - опоры; 6 - направляющие воронки; 7 - диспергирующий измельчитель; 8 - бак с окислителем; 9 - краны; 10 - бак с горючим; 11 - газовый трубопровод; 12 - газовые турбины; 13 - газовый редуктор; 14 - камера сгорания; 15 - газовый отвод.
Устройство работает следующим образом: предварительное зажигание создается за счет сгорания затравочных объемов горючего и окислителя из баков 8 и 10, которые создают необходимое давление газов в камере сгорания 14. Газы, образовавшиеся в камере сгорания, через редуктор 13 поступают на турбины 12, которые приводят в действие устройство диспергирования, состоящее из предварительного измельчителя 4 и диспергирующего измельчителя 7. С помощью поршня 1 заряд твердого топлива 3 подается на предварительный измельчитель 4 под действием газа, поступающего по газовому трубопроводу 11 из камеры сгорания 14. Твердое топливо, пройдя предварительный измельчитель, через направляющую воронку 6 поступает на диспергирующий измельчитель, который преобразует гранулы твердого топлива в пылеобразную субстанцию. Твердое топливо, преобразованное в пылеобразную субстанцию через направляющую воронку поступает в камеру сгорания, где происходит его сгорание с выделением газа для создания тяги и отбора газовым отводом 15 части газа для поддержания давления над поршнем 1 и, тем самым, поддержания требуемой скорости подачи заряда твердого топлива 3 из корпуса 2 в диспергирующий измельчитель 7 через трубопровод 11.
Источники информации
1. RU 2317664 С1.
2. Твердые ракетные топлива / А.И. Силантьев, Ракетная техника. - М: Воениздат, 1964. - 80 с.
3. Ракеты на твердом топливе в России / В.Н. Сокольский. - М: 1963.
4. Двигатели ракет на твердом топливе / В.В. Рожков - М: 1971.
5. Космические твердотопливные двигатели / Г.А. Назаров, В.И. Прищепа. - М: Знание, 1989, №7.
6. Ракетные двигатели твердого топлива / И.Х. Фахрутдинов. - М: Рипол Классик. 1981.

Claims (1)

  1. Ракетная двигательная установка с устройством диспергирования твердого топлива, состоящая из корпуса, заполненного твердым топливом, и соплового блока с камерой сгорания, отличающаяся тем, что содержит поршень, турбины и газовый редуктор, причем устройство диспергирования твердого топлива выполнено в виде предварительного и диспергирующего измельчителей, поршень выполнен с возможностью подачи твердого топлива на предварительный измельчитель под действием газа, поступающего по газовому трубопроводу из камеры сгорания, после предварительного измельчителя топливо через направляющую воронку подается на диспергирующий измельчитель и затем через направляющую воронку в камеру сгорания, турбины выполнены с возможностью приведения в действие каждого из измельчителей под действием газа, поступающего из камеры сгорания, причем газ из камеры сгорания подается на турбины и поршень через газовый редуктор.
RU2019102737A 2019-01-31 2019-01-31 Ракетная двигательная установка с устройством диспергирования твёрдого топлива RU2718106C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019102737A RU2718106C1 (ru) 2019-01-31 2019-01-31 Ракетная двигательная установка с устройством диспергирования твёрдого топлива

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019102737A RU2718106C1 (ru) 2019-01-31 2019-01-31 Ракетная двигательная установка с устройством диспергирования твёрдого топлива

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2718106C1 true RU2718106C1 (ru) 2020-03-30

Family

ID=70156542

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2019102737A RU2718106C1 (ru) 2019-01-31 2019-01-31 Ракетная двигательная установка с устройством диспергирования твёрдого топлива

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2718106C1 (ru)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3256688A (en) * 1961-11-24 1966-06-21 Charles C Hill Controlled combustion of solid propellants
US3388554A (en) * 1959-11-02 1968-06-18 Solid Fuels Corp Organic fusible solid fuel binders and stabilizers and method of extruding and burning
US4214439A (en) * 1966-05-13 1980-07-29 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Multi component propulsion system and method
RU2323364C1 (ru) * 2006-07-03 2008-04-27 Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Уфимский государственный авиационный технический университет Регулируемый ракетный двигатель твердого топлива
US20100083634A1 (en) * 2008-10-08 2010-04-08 David Lloyd Summers Solid fuel rocket, solid rocket fuel and method

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3388554A (en) * 1959-11-02 1968-06-18 Solid Fuels Corp Organic fusible solid fuel binders and stabilizers and method of extruding and burning
US3256688A (en) * 1961-11-24 1966-06-21 Charles C Hill Controlled combustion of solid propellants
US4214439A (en) * 1966-05-13 1980-07-29 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Multi component propulsion system and method
RU2323364C1 (ru) * 2006-07-03 2008-04-27 Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Уфимский государственный авиационный технический университет Регулируемый ракетный двигатель твердого топлива
US20100083634A1 (en) * 2008-10-08 2010-04-08 David Lloyd Summers Solid fuel rocket, solid rocket fuel and method

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10280838B2 (en) Engine, biomass powder energy conversion and/or generation system, hybrid engines including the same, and methods of making and using the same
Huang et al. Performance study of a water ramjet engine
US7194852B1 (en) Propulsion from combustion of solid propellant pellet-projectiles
US20100162968A1 (en) Anaerobic deflagration internal piston engines, anaerobic fuels and vehicles comprising the same
US7506500B1 (en) Propulsion from combustion of solid propellant pellet-projectiles
CN109630314B (zh) 一种吸气式发动机冷启动系统及冷启动方法
CN106134417B (zh) 小推力火箭发动机
CN109653903A (zh) 一种用于固液火箭发动机的可重复点火器
RU2439358C2 (ru) Прямоточный воздушно-реактивный двигатель на порошкообразном металлическом горючем
RU2718106C1 (ru) Ракетная двигательная установка с устройством диспергирования твёрдого топлива
CN201177484Y (zh) 礼花弹燃气发射器
Komornik et al. Study of a hybrid gas generator for a ducted rocket
CN116025484B (zh) 一种基于固体粉末的连续爆轰固体火箭发动机系统
RU2545613C1 (ru) Жидкостный ракетный двигатель
RU2623134C1 (ru) Интегральный прямоточный воздушно-реактивный двигатель на твердом горючем
US2992528A (en) Liquid propellant gas generator for liquid propellant type rockets
US3124933A (en) Leroy stram
RU2706870C1 (ru) Воздушно-реактивный детонационный двигатель на твердом топливе и способ его функционирования
RU2477383C1 (ru) Способ работы камеры ракетного двигателя малой тяги
US20120210967A1 (en) Anaerobic deflagration internal piston engines, anaerobic fuels and vehicles comprosing the same
Gafni et al. Experimental investigation of a ramjet combustor using an aluminized gel fuel
Kuznetsov et al. Development of a lab-scale gel fuel ramjet combustor
Gafni et al. Experimental investigation of an aluminized gel fuel ramjet combustor
Werner et al. Development and performance of the 10 kN hybrid rocket motor for the stratos II sounding rocket
Mandal et al. Experimental investigation of boron laden paraffin wax-based solid fuel for ducted rocket application

Legal Events

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

Effective date: 20210201