RU2743670C1

RU2743670C1 - Rocket engine of solid fuel with two modes of consumption of combustion products

Info

Publication number: RU2743670C1
Application number: RU2020117272A
Authority: RU
Inventors: Александр Борисович Бобович; Антон Олегович Цветков; Татьяна Петровна Черепова; Илья Владимирович Черепов
Original assignee: Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации
Priority date: 2020-05-12
Filing date: 2020-05-12
Publication date: 2021-02-24

Abstract

FIELD: machine building.

SUBSTANCE: solid-propellant rocket engine includes a housing with a front bottom and a charge of end combustion of variable cross-section area, a cover with nozzle blocks and an igniting device. In addition, charge is two-part. In housing on side of front bottom there is an annular insert of inert material, coaxial with housing and filled with slow-burning composition, peripheral surface of insert is conjugated with side surface and surface of front bottom of housing, and the insert end surface adjoining the fast-burning fuel is congruent with the charge combustion end surface. Insertion of the insert from the inert material allows simplifying the manufacturing process and reducing passive mass of the housing. Introduction of the second slow-charging composition allows reducing the charge length and the weight of the insert. Congruence of the end surfaces of the insert and charge provides elimination of idle residues of fast-burning fuel in a transient mode.

EFFECT: such design of engine allows improving its overall dimensions.

1 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к области создания ракетных двигателей твердого топлива, а именно двигателей специального назначения с двумя режимами расхода продуктов сгорания.The invention relates to the field of creating rocket engines for solid fuel, namely, special-purpose engines with two modes of consumption of combustion products.

Изменение расхода продуктов сгорания обеспечивается в первую очередь геометрическими характеристиками заряда и скоростью его горения.The change in the consumption of combustion products is provided primarily by the geometric characteristics of the charge and the rate of its combustion.

Известны конструкции двигателей с двухсоставными зарядами твердого топлива (Конструкция и отработка РДТТ. Под редакцией д-ра техн. наук проф. А.М. Виницкого, М.: Машиностроение, 1980 г., стр. 17, рис. 2.2,а). Такие конструкции позволяют для известных топливных составов регулировать газоприход изменением формулярной скорости горения (скорость горения при одном и том же давлении, например, при р=70 кгс/см²) даже в рамках одного состава за счет катализаторов и дисперсности компонентов в ~1,5раза.Known designs of engines with two-component charges of solid fuel (Design and development of solid propellant rocket engines. Edited by Doctor of Technical Sciences Prof. AM Vinitsky, M .: Mechanical Engineering, 1980, p. 17, Fig. 2.2, a). Such designs allow for known fuel compositions to regulate gas entry by changing the formal combustion rate (combustion rate at the same pressure, for example, at p = 70 kgf / cm ² ) even within the same composition due to catalysts and component dispersion by ~ 1.5 times ...

Уменьшение двигательной скорости горения с учетом уменьшения давления в камере сгорания позволяет уменьшить расход в ~2÷2,5 раза. Применение же составов с существенно отличающейся формулярной скоростью горения (в ~2÷3 раза) приводит к существенному снижению энергетики и трудностям при изготовлении и длительном хранении двигателей.A decrease in the motor combustion rate, taking into account a decrease in the pressure in the combustion chamber, makes it possible to reduce the flow rate by ~ 2–2.5 times. The use of compositions with a significantly different formal combustion rate (~ 2 ÷ 3 times) leads to a significant decrease in energy and difficulties in the manufacture and long-term storage of engines.

Для исключения указанных недостатков может использоваться конструкция заряда с изменяемой поверхностью горения (там же, рис. 2.2,б), которая принята авторами за прототип. Недостатком такой конструкции является увеличение габаритов и пассивной массы двигателя.To eliminate these disadvantages, a charge design with a variable combustion surface can be used (ibid., Fig. 2.2, b), which is taken by the authors as a prototype. The disadvantage of this design is the increased size and passive mass of the engine.

Задача изобретения - создание двухрежимного РДТТ с высоким регулированием тяги и расхода на последовательных режимах с уменьшенными габаритами и пассивной массой конструкции.The objective of the invention is to create a dual-mode solid propellant with high thrust and flow control in sequential modes with reduced dimensions and passive mass of the structure.

Поставленная задача решается тем, что в РДТТ, содержащем корпус с передним дном и зарядом торцевого горения переменной площади поперечного сечения, крышку с регулируемыми сопловыми блоками и воспламенительное устройство, дополнительно заряд выполнен двухсоставным. В корпусе со стороны переднего дна установлен кольцевой вкладыш из инертного материала, соосный с корпусом и заполненный медленногорящим составом, периферийная поверхность вкладыша сопряжена с боковой поверхностью и поверхностью переднего дна корпуса, а торцевая поверхность вкладыша, граничащая с быстрогорящим топливом, выполнена конгруэнтной с торцевой поверхностью горения заряда.The problem is solved by the fact that in a solid propellant rocket containing a housing with a front bottom and a charge of end combustion of variable cross-sectional area, a cover with adjustable nozzle blocks and an ignition device, the charge is additionally made in two parts. An annular insert of inert material is installed in the body from the front bottom side, coaxial with the body and filled with a slow-burning composition, the peripheral surface of the insert is mated with the side surface and the surface of the front bottom of the body, and the end surface of the insert, adjacent to the fast-burning fuel, is made congruent with the end surface of combustion charge.

Конструкция РДТТ пояснена графически фиг. 1.The design of the solid propellant rocket is illustrated graphically in Fig. one.

РДТТ содержит корпус с передним дном 1, пристыкованную к нему крышку 2 с сопловыми блоками 3 и воспламенительное устройство 4. В корпусе 1 со стороны его переднего дна установлен кольцевой вкладыш из инертного материала 5 с полостью 6, сопряженный своей периферийной поверхностью с боковой и донной поверхностями корпуса 1. Корпус 1 содержит заряд твердого топлива торцевого горения из состава с повышенной скоростью горения 7 и состава с пониженной скоростью горения 8 в полости 6 кольцевого вкладыша 5. Различие скоростей горения в рамках одного и того же паспорта на топливо обеспечивается различным содержанием катализаторов и дисперсностью компонентов. Торцевая поверхность вкладыша 5, обращенная к крышке 2, конгруэнтна с торцевой поверхностью горения заряда 9. Введение вкладыша из инертного материала 5 позволяет упростить технологию изготовления и уменьшить пассивную массу корпуса за счет исключения тяжелых сварных элементов. Введение второго медленногорящего состава 8 позволяет уменьшить длину заряда и массу вкладыша 5. Конгруэнтность торцевых поверхностей вкладыша 5 и заряда 9 обеспечивает исключение нерабочих остатков быстрогорящего топлива на переходном режиме.Solid propellant rocket contains a housing with a front bottom 1, a lid 2 attached to it with nozzle blocks 3 and an ignition device 4. In the housing 1, from the side of its front bottom, there is an annular insert made of inert material 5 with a cavity 6, conjugated with its peripheral surface with the side and bottom surfaces body 1. Body 1 contains a solid fuel charge of end combustion from a composition with an increased combustion rate 7 and a composition with a reduced combustion rate 8 in the cavity 6 of the annular liner 5. The difference in combustion rates within the same fuel passport is provided by different content of catalysts and dispersion components. The end surface of the insert 5, facing the cover 2, is congruent with the end surface of the combustion of the charge 9. The introduction of the insert of inert material 5 makes it possible to simplify the manufacturing technology and reduce the passive mass of the body by eliminating heavy welded elements. The introduction of the second slow-burning composition 8 makes it possible to reduce the length of the charge and the mass of the insert 5. The congruence of the end surfaces of the insert 5 and the charge 9 ensures the elimination of non-working residues of the fast-burning fuel in the transient mode.

РДТТ работает следующим образом. При задействовании и срабатывании воспламенительного устройства 4 загорается заряд твердого топлива (состав с повышенной скоростью горения 7) по торцевой поверхности 9. Расход продуктов сгорания твердого топлива происходит через сопловые блоки 3, позволяющие регулировать тягу по каналам управления. При подходе фронта горения заряда к поверхности раздела быстрогорящего состава 7 и медленно горящего состава 8 одновременно происходит уменьшение поверхности горения (из-за конгруэнтности торцевых поверхностей вкладыша 5 и заряда 9) и скорости горения (из-за подключения медленно горящего состава).Solid rocket motor works as follows. When the ignition device 4 is activated and triggered, a solid fuel charge (composition with an increased burning rate 7) ignites along the end surface 9. The consumption of solid fuel combustion products occurs through the nozzle blocks 3, which allow to regulate the thrust through the control channels. When the combustion front of the charge approaches the interface between the fast-burning composition 7 and the slow-burning composition 8, the combustion surface simultaneously decreases (due to the congruence of the end surfaces of the insert 5 and charge 9) and the combustion rate (due to the connection of the slowly burning composition).

При этом уменьшение формулярной скорости горения в ~1,5 раза в сочетании с уменьшением поверхности горения на 30% позволяет уменьшить расход и располагаемую тягу в ~5÷7 раз (для топлив с показателем степени в законе скорости горения v=0,35).In this case, a decrease in the formal combustion rate by a factor of ~ 1.5 in combination with a decrease in the combustion surface by 30% makes it possible to reduce the flow rate and available thrust by ~ 5–7 times (for fuels with an exponent in the law of the combustion rate v = 0.35).

Такая конструкция двигателя позволяет уменьшить его длину на 8÷10% и пассивную массу на ~4%.This design of the engine makes it possible to reduce its length by 8 ÷ 10% and passive mass by ~ 4%.

Claims

A solid propellant rocket engine consisting of a body with a front bottom and a solid fuel charge of end combustion of variable cross-sectional area firmly attached to it, a cover with nozzle blocks adjustable over the critical section area and an ignition device, characterized in that an annular a liner made of an inert material, conjugated with the side and bottom surfaces of the body, the cavity of which is filled with a composition with a combustion rate reduced in comparison with the basic composition, and the interface between the basic composition and the liner is congruent to the end surface of the charge combustion.