RU2723276C1 - Rocket engine with solid fuel - Google Patents

Rocket engine with solid fuel Download PDF

Info

Publication number
RU2723276C1
RU2723276C1 RU2019116425A RU2019116425A RU2723276C1 RU 2723276 C1 RU2723276 C1 RU 2723276C1 RU 2019116425 A RU2019116425 A RU 2019116425A RU 2019116425 A RU2019116425 A RU 2019116425A RU 2723276 C1 RU2723276 C1 RU 2723276C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
flange
ring
rocket engine
support
bolts
Prior art date
Application number
RU2019116425A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Сергей Александрович Бондаренко
Александр Анатольевич Дергачёв
Павел Михайлович СОКОЛОВ
Денис Александрович Казаков
Юрий Борисович Нельзин
Анастасия Михайловна Лященко
Максим Викторович Краснышев
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 RU2019116425A priority Critical patent/RU2723276C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2723276C1 publication Critical patent/RU2723276C1/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

Abstract

FIELD: machine building; cosmonautics.
SUBSTANCE: invention relates to solid-propellant rocket engines (SPRE). In a solid-propellant rocket engine comprising a housing from a composite material, comprising a bottom with a metal flange disposed in the central opening of the bottom, and connected to metal flange nozzle with gas duct, support flange is installed on flange with support on flange annular ledge surface, in the annular groove of which on the inner surface on the side of the outer surface of the housing bottom a clamping ring is installed in an axially movable manner, which is borne against the external surface of the housing by the rubber gasket, wherein that in the support ring there are a number of through threaded holes arranged along coaxial support ring of ring, in which there are bolts, wherein bolts are screwed against the stop in the clamping ring.
EFFECT: proposed technical solution makes it possible to improve the SPRE structure operational reliability with the nozzle having the gas duct.
6 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в ракетно-космической технике при разработке ракетных двигателей на твердом топливе (РДТТ).The invention relates to mechanical engineering and can be used in rocket and space technology in the development of solid propellant rocket engines (solid propellant rocket engines).

Для крепления соплового блока к корпусу РДТТ из композиционного материала (КМ) в полярном отверстии силовой оболочки корпуса устанавливается стыковочный металлический фланец. Металлический фланец имеет хвостовик, который опирается на силовую оболочку заднего днища корпуса и замковую часть, предназначенную для соединения металлического фланца корпуса с сопловым блоком. (Конструкции ракетных двигателей на твердом топливе / Под общ. ред. чл.-корр. РАН, д-ра техн. наук, проф. Л.Н. Лаврова - М.: «Машиностроение», 1993, 1993. - 215 с, ил.; стр. 62, рис. 2.19).For fastening the nozzle block to the solid propellant housing made of composite material (KM), a docking metal flange is installed in the polar hole of the power shell of the housing. The metal flange has a shank that rests on the power shell of the rear bottom of the housing and the locking part, designed to connect the metal flange of the housing with the nozzle block. (Designs of solid propellant rocket engines / Under the General Ed. Corresponding Member of the Russian Academy of Sciences, Doctor of Technical Sciences, Prof. L.N. Lavrov - M .: "Mechanical Engineering", 1993, 1993. - 215 p. ill .; p. 62, Fig. 2.19).

Наиболее близким к заявленному изобретению по технической сущности и взятым за прототип является ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус из КМ, включающий днище с жестким металлическим фланцем, сопловой блок, соединенный с металлическим фланцем корпуса, например, с помощью шпоночного узла (Конструкции ракетных двигателей на твердом топливе / Под общ. ред. чл.-корр. РАН, д-ра техн. наук, проф. Л.Н. Лаврова - М.: «Машиностроение», 1993, 1993. - 215 с, ил.; стр. 70, рис. 2.23, (г)). Шпоночное соединение обеспечивает надежность работы конструкции корпуса РДТТ.Closest to the claimed invention in technical essence and taken as a prototype is a solid fuel rocket engine containing a housing made of KM, including a bottom with a rigid metal flange, a nozzle block connected to a metal flange of the housing, for example, using a key assembly (Designs of rocket engines on solid fuel / Under the General Editor of the Corresponding Member of the Russian Academy of Sciences, Doctor of Technical Sciences, Professor LN Lavrov - M .: "Mechanical Engineering", 1993, 1993. - 215 p., ill .; p. 70, Fig. 2.23, (d)). The keyed connection ensures the reliability of the design of the solid propellant rocket motor.

При этом следует отметить, что рассмотренные соединения корпуса из КМ с металлическим фланцем с соплом предусматривают «традиционную» компоновку РДТТ, когда центр масс сопла находится вблизи плоскости стыка с металлическим фланцем корпуса из КМ.It should be noted that the considered joints of the KM case with a metal flange with a nozzle provide for the "traditional" layout of the solid propellant rocket motor when the center of mass of the nozzle is near the plane of the junction with the metal flange of the KM case.

Однако, при другой компоновке РДТТ, например, если сопло имеет газоход и центр масс сопла с газоходом удален от плоскости стыка с фланцем корпуса, то рассмотренный узел стыка может не обеспечить надежность работы РДТТ.However, with a different arrangement of the solid propellant rocket motor, for example, if the nozzle has a gas duct and the center of mass of the nozzle with the gas duct is remote from the plane of the joint with the housing flange, then the considered joint assembly may not ensure the reliability of the solid propellant motor.

В такой конструкции РДТТ при действии поперечных перегрузок, например, при транспортировке, или в полете с неработающим двигателем, возникают повышенные динамические нагрузки, которые передаются на корпус РДТТ. В результате этого, по контактной поверхности фланца с днищем корпуса РДТТ могут возникать отрывные напряжения, приводящие к отслоению хвостовика металлического фланца от днища корпуса из КМ. При наличии отслоений при работе РДТТ продукты сгорания топлива проникают в полости отслоений, и может произойти прогар с аварийным разрушением корпуса.In this design, the solid-state solid propellant with the action of transverse overloads, for example, during transportation, or in flight with the engine off, there are increased dynamic loads that are transmitted to the body of the solid propellant. As a result of this, tear-off stresses can occur on the contact surface of the flange with the bottom of the solid-propellant solid-propellant housing, leading to the detachment of the shank of the metal flange from the bottom of the housing from KM. In the presence of delaminations during the operation of the solid propellant rocket engine, the products of fuel combustion penetrate the cavity of the delamination, and burnout may occur with emergency destruction of the hull.

Кроме того, в РДТТ, имеющего сопло с газоходом, жесткость соединения по контактной границе через резиновую прослойку между хвостовиком фланца и днищем корпуса из КМ недостаточна для подключения в работу всего днища и снижения передающихся на корпус нагрузок.In addition, in a solid propellant rocket motor with a nozzle with a gas duct, the rigidity of the connection along the contact boundary through the rubber layer between the shank of the flange and the bottom of the KM body is insufficient to connect the entire bottom to work and reduce the loads transferred to the body.

Технической проблемой настоящего изобретения является повышение надежности функционирования РДТТ, содержащего сопло с газоходом.The technical problem of the present invention is to increase the reliability of the solid propellant rocket engine containing a nozzle with a gas duct.

Технический результат заключается в повышении надежности функционирования РДТТ с соплом, имеющего газоход, за счет увеличения жесткости узла соединения днища корпуса из КМ с металлическим фланцем корпуса.The technical result consists in increasing the reliability of the operation of the solid propellant rocket motor with a nozzle having a gas duct due to an increase in the rigidity of the joint assembly of the bottom of the housing from KM with the metal flange of the housing.

Технический результат достигается тем, что в ракетном двигателе на твердом топливе, содержащем корпус из КМ, включающем днище с металлическим фланцем, расположенным в центральном отверстии днища, и соединенное с металлическим фланцем сопло с газоходом, на фланец с опорой на поверхность кольцевого уступа фланца установлено опорное кольцо, в кольцевой проточке которого на внутренней поверхности со стороны наружной поверхности днища корпуса установлено подвижно в осевом направлении прижимное кольцо, упирающееся через резиновую прокладку на наружную поверхность днища корпуса, при этом в опорном кольце выполнены расположенные по соосной опорному кольцу окружности ряд сквозных резьбовых отверстий, в которых расположены болты, причем болты ввернуты до упора в прижимное кольцо.The technical result is achieved in that in a solid propellant rocket engine comprising a housing made of KM, including a bottom with a metal flange located in the central hole of the bottom, and a nozzle with a gas duct connected to the metal flange, a support is mounted on the flange with a support on the surface of the annular ledge of the flange a ring in the annular groove of which a clamping ring is mounted movably in the axial direction on the inner surface from the outer surface of the bottom of the body, abutting through a rubber gasket against the outer surface of the bottom of the body, while a number of through threaded holes located along the circumferential support ring are made in the support ring, in which the bolts are located, and the bolts are screwed completely into the pressure ring.

В ракетном двигателе на твердом топливе опорное кольцо может состоять из двух полуколец, утоненные концевые части которых соединены между собой внахлест с помощью болтов.In a solid fuel rocket engine, the support ring may consist of two half rings, the thinned end parts of which are overlapped by means of bolts.

В ракетном двигателе на твердом топливе в опорном кольце на опирающейся на уступ фланца поверхности могут быть выполнены местные вырезы.In a solid propellant rocket engine, local cutouts can be made in the support ring on a surface resting on a ledge of the flange of the flange.

В ракетном двигателе на твердом топливе прижимное кольцо может быть выполнено из двух полуколец.In a solid fuel rocket engine, the pressure ring can be made of two half rings.

В ракетном двигателе на твердом топливе резиновая прокладка может быть приклеена к прижимному кольцу со стороны днища.In a solid fuel rocket engine, the rubber gasket may be glued to the pressure ring from the bottom side.

В ракетном двигателе на твердом топливе в прижимном кольце в местах упора болтов могут быть выполнены углубления.In a solid propellant rocket engine, recesses can be made in the clamping ring at the bolt stops.

Отличительные признаки технического решения являются существенными.Distinctive features of a technical solution are significant.

Болты, расположенные в резьбовых отверстиях опорного кольца, установленного на кольцевой выступ металлического фланца, и ввернутые до упора в прижимное кольцо, позволяют исключить развитие возможных отслоений хвостовика металлического фланца от силовой оболочки корпуса.Bolts located in the threaded holes of the support ring mounted on the annular protrusion of the metal flange, and screwed fully into the clamping ring, can prevent the development of possible delamination of the shank of the metal flange from the power shell of the housing.

Кроме того, в конструкции увеличивается жесткость соединения днища корпуса с металлическим фланцем за счет подключения в работу всей оболочки днища из КМ, что снижает интенсивность воздействия динамических нагрузок на корпус двигателя.In addition, the design increases the rigidity of the connection between the bottom of the body and the metal flange due to the connection of the entire shell of the bottom from KM, which reduces the intensity of the dynamic loads on the engine body.

Возможность улучшения эксплуатационных характеристик заявляемого технического решения дополняется частными случаями исполнения.The possibility of improving the operational characteristics of the claimed technical solution is supplemented by special cases of execution.

Выполнение опорного кольца из двух полуколец, утоненные концевые части которых соединены между собой внахлест с помощью болтов, позволяет произвести сборку опорного кольца одновременно с установкой его на кольцевой уступ металлического фланца.The implementation of the support ring of two half rings, the thinned end parts of which are interconnected by means of bolts, allows you to assemble the support ring simultaneously with its installation on the annular ledge of the metal flange.

Выполнение местных вырезов в опорном кольце на опирающейся на уступ фланца поверхности позволяет уменьшить массу опорного кольца.Making local cutouts in the support ring on the surface resting on the ledge of the flange allows to reduce the weight of the support ring.

Выполнение прижимного кольца из двух полуколец позволяет упростить сборку.The implementation of the clamping ring of two half rings makes assembly easier.

Приклеенная к прижимному кольцу со стороны днища резиновая прокладка упрощает процесс ее установки на днище.A rubber gasket glued to the pressure ring from the bottom simplifies installation on the bottom.

Углубления в прижимном кольце в местах упора болтов исключают его смещение относительно поверхности днища корпуса.The recesses in the clamping ring at the points of stop of the bolts exclude its displacement relative to the surface of the bottom of the housing.

Сущность изобретения поясняется чертежом.The invention is illustrated in the drawing.

На фиг. 1 показано сечение днища корпуса с металлическим фланцем в зоне соединения с газоходом соплового блокаIn FIG. 1 shows a section of the bottom of the casing with a metal flange in the area of connection with the gas duct of the nozzle block

Ракетный двигатель на твердом топливе, содержащий корпус 1 из КМ, включающий днище с металлическим фланцем 2, расположенным в центральном отверстии днища, и пристыкованное к фланцу с помощью шпонок 3 сопло с газоходом 4, на фланец с опорой на поверхность кольцевого уступа 5 фланца установлено опорное кольцо 6 с опорной частью 7, в кольцевой проточке 8 опорного кольца на внутренней поверхности со стороны наружной поверхности днища корпуса установлено подвижно в осевом направлении прижимное кольцо 9, упирающееся через резиновую прокладку 10 на наружную поверхность днища корпуса 1, при этом в опорном кольце выполнены расположенные по соосной опорному кольцу окружности ряд сквозных резьбовых отверстий 11, в которых расположены болты 12, причем болты ввернуты до упора в прижимное кольцо 9.A solid fuel rocket engine containing a housing 1 made of KM, including a bottom with a metal flange 2 located in the central hole of the bottom, and a nozzle with a gas duct 4 connected to the flange with the help of dowels 3, a support is mounted on the flange with support on the surface of the annular ledge 5 of the flange ring 6 with the supporting part 7, in the annular groove 8 of the supporting ring on the inner surface from the side of the outer surface of the bottom of the housing, a clamping ring 9 is mounted movably in the axial direction, abutting through the rubber gasket 10 on the outer surface of the bottom of the housing 1, while located in the supporting ring are located along a coaxial support ring of a circle, a series of through threaded holes 11 in which the bolts 12 are located, and the bolts are screwed completely into the pressure ring 9.

На фиг. 2 изображено полукольцо 13, из двух одинаковых полуколец, повернутых относительно друг друга по окружности на 180° собирается опорное кольцо.In FIG. 2 depicts a half ring 13, from two identical half rings rotated relative to each other around a circle by 180 °, the support ring is assembled.

На фиг. 3 показано собранное из двух полуколец 13 опорное кольцо с установленными болтами 12 и местными вырезами в опорном кольце на опирающейся на уступ фланца поверхности 14.In FIG. 3 shows a support ring assembled from two half rings 13 with bolts 12 installed and local cutouts in the support ring on a surface 14 resting on a ledge of the flange.

Элементы конструкции взаимодействуют следующим образом. Болты в опорном кольце, ввернутые до упора в прижимное кольцо, упирающееся через резиновую прокладку в днище корпуса, создают в неработающем РДТТ необходимое контактное давление между хвостовиком фланца и днищем корпуса, что исключает развитие возможных отслоений хвостовика металлического фланца от днища корпуса. Кроме того, в конструкции РДТТ увеличивается жесткость системы днище из КМ - металлический фланец за счет подключения в работу всего днища, что снижает интенсивность воздействия динамических нагрузок на РДТТ.The structural elements interact as follows. The bolts in the support ring, screwed completely into the clamping ring, abutting through the rubber gasket in the bottom of the housing, create the necessary contact pressure between the flange shank and the bottom of the housing inoperative RTT, which eliminates the development of possible delamination of the shank of the metal flange from the bottom of the housing. In addition, the design of the solid propellant motor increases the rigidity of the KM bottom - metal flange system by connecting the entire bottom to operation, which reduces the intensity of dynamic loads on the solid propellant motor.

Таким образом, предлагаемое техническое решение позволяет повысить надежность работы конструкции РДТТ с соплом, имеющим газоход.Thus, the proposed technical solution allows to increase the reliability of the design of the solid propellant rocket motor with a nozzle having a gas duct.

Claims (6)

1. Ракетный двигатель на твердом топливе, содержащий корпус из композиционного материала, включающий днище с металлическим фланцем, расположенным в центральном отверстии днища, и соединенное с металлическим фланцем сопло с газоходом, отличающийся тем, что на фланец с опорой на поверхность кольцевого уступа фланца установлено опорное кольцо, в кольцевой проточке которого на внутренней поверхности со стороны наружной поверхности днища корпуса установлено подвижно в осевом направлении прижимное кольцо, упирающееся через резиновую прокладку на наружную поверхность днища корпуса, при этом в опорном кольце выполнены расположенные по соосной опорному кольцу окружности ряд сквозных резьбовых отверстий, в которых расположены болты, причем болты ввернуты до упора в прижимное кольцо.1. A rocket engine for solid fuel, comprising a housing made of composite material, including a bottom with a metal flange located in the central hole of the bottom, and a nozzle with a gas duct connected to the metal flange, characterized in that a support is mounted on the flange with a support on the surface of the annular ledge of the flange a ring in the annular groove of which a clamping ring is mounted movably in the axial direction on the inner surface from the outer surface of the bottom of the body, abutting through a rubber gasket against the outer surface of the bottom of the body, while a number of through threaded holes located along the circumferential support ring are made in the support ring, in which the bolts are located, and the bolts are screwed completely into the pressure ring. 2. Ракетный двигатель на твердом топливе по п. 1, отличающийся тем, что опорное кольцо собрано из двух полуколец, утоненные концевые части которых соединены между собой внахлест с помощью болтов.2. A solid fuel rocket engine according to claim 1, characterized in that the support ring is assembled from two half rings, the thinned end parts of which are overlapped by means of bolts. 3. Ракетный двигатель на твердом топливе по п. 1, отличающийся тем, что в опорном кольце на опирающейся на уступ фланца поверхности выполнены местные вырезы.3. The solid fuel rocket engine according to claim 1, characterized in that local cutouts are made in the support ring on the surface resting on the ledge of the flange of the flange. 4. Ракетный двигатель на твердом топливе по п. 1, отличающийся тем, что прижимное кольцо выполнено из двух полуколец.4. A solid fuel rocket engine according to claim 1, characterized in that the clamping ring is made of two half rings. 5. Ракетный двигатель на твердом топливе по п. 1, отличающийся тем, что резиновая прокладка приклеена к прижимному кольцу со стороны днища.5. A solid fuel rocket engine according to claim 1, characterized in that the rubber gasket is glued to the pressure ring from the bottom side. 6. Ракетный двигатель на твердом топливе по п. 1, отличающийся тем, что в прижимном кольце в местах упора болтов выполнены углубления.6. The solid fuel rocket engine according to claim 1, characterized in that the recesses are made in the pressure ring in the places where the bolts abut.
RU2019116425A 2019-05-28 2019-05-28 Rocket engine with solid fuel RU2723276C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019116425A RU2723276C1 (en) 2019-05-28 2019-05-28 Rocket engine with solid fuel

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019116425A RU2723276C1 (en) 2019-05-28 2019-05-28 Rocket engine with solid fuel

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2723276C1 true RU2723276C1 (en) 2020-06-09

Family

ID=71067379

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2019116425A RU2723276C1 (en) 2019-05-28 2019-05-28 Rocket engine with solid fuel

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2723276C1 (en)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE1626080A1 (en) * 1968-01-16 1971-03-11 Dynamit Nobel Ag Solid rocket engine
RU2211356C1 (en) * 2002-01-15 2003-08-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" Solid-propellant rocket engine
RU2406862C1 (en) * 2009-04-20 2010-12-20 Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" Solid-propellant rocket engine
RU2493401C1 (en) * 2012-04-10 2013-09-20 Открытое акционерное общество "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" Solid propellant rocket engine

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE1626080A1 (en) * 1968-01-16 1971-03-11 Dynamit Nobel Ag Solid rocket engine
RU2211356C1 (en) * 2002-01-15 2003-08-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" Solid-propellant rocket engine
RU2406862C1 (en) * 2009-04-20 2010-12-20 Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" Solid-propellant rocket engine
RU2493401C1 (en) * 2012-04-10 2013-09-20 Открытое акционерное общество "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" Solid propellant rocket engine

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10465707B2 (en) Panel for lining a gas turbine engine fan casing
US9701386B2 (en) Shaft made of fiber composite material with fireproof bulkhead feedthrough
JP6472362B2 (en) Gas turbine casing and gas turbine
US4840026A (en) Band clamp apparatus
JP2017509853A (en) Annular turbomachine combustion chamber
JP6118721B2 (en) Fan case and manufacturing method of fan case
RU2723276C1 (en) Rocket engine with solid fuel
ES2861200T3 (en) Turbomachinery Component Connection
US4373622A (en) Floating manifold
EP3730738B1 (en) Turbine assembly for a gas turbine engine with ceramic matrix composite vane
KR101050987B1 (en) Fixing filter muffler
WO2016194149A1 (en) Intake passage structure of multi-cylinder internal combustion engine
JP6033112B2 (en) Exhaust duct and turbine
US3447822A (en) Coupling
RU2707997C1 (en) Liquid-propellant rocket engine with controlled vector of thrust
RU2533594C1 (en) Body of solid fuel rocket motor from composite materials
RU2722994C1 (en) Rocket engine with solid fuel
RU2647269C1 (en) Flange of the rotating nozzle of rocket engine body from composite materials
RU2675574C1 (en) Mandrel for making wound thin-walled cylindrical shells made of composite materials
RU2580231C1 (en) Rocket engine nozzle plug
RU2806018C1 (en) Device for combined cylindrical and end connection of axisymmetric tubular parts
WO2016027368A1 (en) Cylindrical case
US4199175A (en) Ribbed flange modified seal
RU2268405C1 (en) Threaded joint for sections of flight vehicle
EP3584411B1 (en) Load transfer in a turbine exhaust case