RU64292U1

RU64292U1 - SOLID FUEL ROCKET ENGINE FOR ACTUAL INFLUENCE ON CLOUDS

Info

Publication number: RU64292U1
Application number: RU2007105563/22U
Authority: RU
Inventors: Дина Дмитриевна Сапега; Борис Николаевич Дубинин; Владимир Степанович Поносов; Александр Николаевич Зюкин
Original assignee: Борис Николаевич Дубинин
Priority date: 2007-02-14
Filing date: 2007-02-14
Publication date: 2007-06-27

Abstract

Полезная модель относится к двигателям для ракет, предназначенных для воздействия на облака посредством активного реагента. Двигатель состоит из камеры, в которой последовательно размещены вкладные пороховые канальные шашки с равными сводами горения, разделенными диафрагмой, при этом отношения площадей проходных сечений между корпусом и шашкой, прилегающей к сопловому блоку, корпусом и следующей шашкой составляют соответственно 1,5...1,8 при отношении их поверхностей горения 0,5...0,8. Предложенный твердотопливный двигатель ракеты для активного воздействия на облако позволяет увеличить скорость схода ракеты с направляющей, снизить чувствительность ракеты к приземному ветру, повысить надежность работы двигателя, улучшить технологичность и снизить себестоимость изготовления двигателя.The utility model relates to rocket engines designed to act on clouds through an active reagent. The engine consists of a chamber, in which there are successively inserted plug-in powder channel ducts with equal combustion arches separated by a diaphragm, while the ratios of the flow areas between the housing and the housing adjacent to the nozzle block, the housing and the next housing are respectively 1.5 ... 1 , 8 with a ratio of their combustion surfaces of 0.5 ... 0.8. The proposed solid propellant rocket engine for active impact on the cloud allows to increase the rate of descent of the rocket from the guide, reduce the sensitivity of the rocket to the surface wind, increase the reliability of the engine, improve manufacturability and reduce the cost of manufacturing the engine.

Description

Настоящая полезная модель относится к двигателям для ракет, предназначенных для воздействия на облака посредством активного реагента.This utility model relates to rocket engines designed to act on clouds through an active reagent.

Известен твердотопливный ракетный двигатель ракеты, предназначенный для активного воздействия на облака, содержащий корпус с сопловым блоком, разделенный на две последовательно расположенные и сообщающиеся между собой маршевую и стартовую камеры, в каждой из которых размещен пороховой заряд.Known solid rocket rocket engine designed for active impact on the clouds, containing a housing with a nozzle block, divided into two successively located and communicating between themselves marching and launching chambers, each of which contains a powder charge.

Из известных устройств твердотопливных ракетных двигателей наиболее близким по технической сущности является противоградовая ракета «Алазань-2М» с твердотопливным ракетным двигателем содержащим камеры, в каждой из которых размещены пороховые шашки с равными сводами горения, и сопловой блок. (Противоградовая ракета «Алазань-2М», журнал «Наука и жизнь» - 1984 г., №10, стр.95-96).Of the known devices for solid propellant rocket engines, the closest in technical essence is the Alazan-2M anti-hail rocket with a solid propellant rocket engine containing chambers, each of which contains powder bombs with equal arches of combustion, and a nozzle block. (Anti-hail rocket "Alazan-2M", the journal "Science and Life" - 1984, No. 10, pp. 95-96).

Недостатком твердотопливного ракетного двигателя ракеты, предназначенной для воздействия на облака, снабженного стартовой и маршевой камерами является то, что при перепаде давлений в момент The disadvantage of a solid propellant rocket engine of a rocket designed to act on clouds equipped with launch and mid-flight cameras is that with a pressure drop at the moment

перехода от стартового к маршевому режиму, возникают значительные трудности в обеспечении стабильной работы заряда маршевой ступени.transition from the starting to the marching mode, there are significant difficulties in ensuring the stable operation of the charge of the marching stage.

При эксплуатации известных двигателей наблюдались случаи невоспламенения зарядов маршевой ступени, что приводит к потере дальности и недолету ракеты до цели.During the operation of known engines, cases of non-ignition of march stage charges were observed, which leads to loss of range and short missiles to the target.

К числу недостатков таких двигателей еще следует отнести то, что у стартовой ступени недостаточный полный импульс для обеспечения необходимой скорости схода с пусковой установки, что, в свою очередь, приводит к большому отклонению ракеты от направления запуска под действием приземного ветра.The disadvantages of such engines include the fact that the launch stage does not have enough full impulse to provide the necessary speed to exit the launcher, which, in turn, leads to a large deviation of the rocket from the launch direction under the influence of surface wind.

Задачей настоящей полезной модели является повышение скорости схода ракеты с пусковой установки, снижение чувствительности ракеты к приземному ветру, повышение надежности двигателя в работе, сокращение количества деталей и сборочных единиц, упрощение сборки, улучшение технологичности изготовления.The objective of this utility model is to increase the rate of descent of the rocket from the launcher, reduce the sensitivity of the rocket to surface winds, increase engine reliability, reduce the number of parts and assembly units, simplify assembly, and improve manufacturability.

Указанная задача решается за счет того, что в твердотопливном двигателе, содержащем камеры с размещенными внутри пороховыми шашками с равными сводами горения и сопловой блок, пороховые шашки размещены в одной камере, между ними установлена диафрагма, а отношение площадей проходных сечений между корпусом двигателя и пороховой шашкой, примыкающей к сопловому блоку к проходному сечению другой шашки составляет 1,5...1,8 при отношении их поверхностей горения 0,5...0,8 соответственно.This problem is solved due to the fact that in a solid-propellant engine containing chambers with powder bombs placed inside with equal combustion arches and a nozzle block, the powder bombs are placed in one chamber, a diaphragm is installed between them, and the ratio of the passage areas between the engine casing and the powder bomber adjacent to the nozzle block to the passage section of another block is 1.5 ... 1.8 with a ratio of their combustion surfaces of 0.5 ... 0.8, respectively.

Введение совокупности указанных элементов позволяет повысить полный импульс тяги двигателя за счет увеличения массы топлива, увеличить скорость схода ракеты с направляющей пусковой установки, улучшить надежность двигателя в работе путем введения более простого The introduction of the combination of these elements allows you to increase the full thrust of the engine by increasing the mass of fuel, increase the rate of descent of the rocket from the guide launcher, improve the reliability of the engine by introducing a simpler

однокамерного двигателя, сократить количество деталей и сборочных единиц, повысить технологичность изготовления устройства.single-chamber engine, reduce the number of parts and assembly units, increase the manufacturability of the device.

Сущность полезной модели поясняется чертежом.The essence of the utility model is illustrated in the drawing.

На фиг. представлен общий вид предлагаемого устройства.In FIG. presents a General view of the proposed device.

Предлагаемый твердотопливный ракетный двигатель, предназначенный для активного воздействия на облака, содержит камеру 1, в которой последовательно размещены две пороховые канальные шашки 2 и 3 с равными сводами горения.The proposed solid propellant rocket engine, designed to actively act on the clouds, contains a chamber 1, in which two powder cannons 2 and 3 are placed in series with equal arches of combustion.

На камеру 1 со стороны хвостовой части навинчен сопловой блок 4. Между пороховыми шашками 2 и 3 расположена центрирующая втулка 5, в которой размещен воспламенитель 6.A nozzle block 4 is screwed onto the chamber 1 from the tail end. A centering sleeve 5 is located between the powder checkers 2 and 3, in which the igniter 6 is placed.

Пороховые шашки 2 и 3 выполнены с одинаковой толщиной свода «а», но с разными наружными диаметрами «d₁» и «d₂», причем «d₁» меньше «d₂», исходя из этого проходное сечение «S₁» между камерой 1 и пороховой шашкой 3, примыкающей к сопловому блоку, больше проходного сечения «S₂» между камерой 1 и пороховой шашкой 2 и находится в соотношении 1,5...1,8, причем отношение поверхностей горения пороховых шашек 3 и 2 составляет 0,5...0,8 соответственно. При уменьшении отношения поверхностей горения пороховых шашек 3 и 2 меньше 0,5, уменьшается масса топлива, уменьшается коэффициент массового совершенства двигателя, а следовательно и полный импульс тяги, при увеличении этого отношения больше 0,8 увеличивается критерий Победоносцева, равный отношению поверхности горения пороховых шашек 3 и 2 к площади свободного прохода газов, что приводит к появлению пика давления и разрушению корпуса, а также к эрозионному горению пороховых шашек 3 и 2.Powder blocks 2 and 3 are made with the same thickness of the arch "a", but with different outer diameters "d ₁ " and "d ₂ ", and "d ₁ " is less than "d ₂ ", based on this passage section "S ₁ " between chamber 1 and the powder checker 3 adjacent to the nozzle block is larger than the cross-section "S ₂ " between the camera 1 and the powder checker 2 and is in the ratio of 1.5 ... 1.8, and the ratio of the combustion surfaces of the powder checkers 3 and 2 is 0.5 ... 0.8, respectively. With a decrease in the ratio of the combustion surfaces of the powder checkers 3 and 2 less than 0.5, the fuel mass decreases, the mass perfection coefficient of the engine, and therefore the total thrust impulse, decreases, with an increase in this ratio greater than 0.8, the Pobedonostsev criterion equal to the ratio of the combustion surface of the powder checkers 3 and 2 to the area of free passage of gases, which leads to the appearance of a pressure peak and the destruction of the housing, as well as to erosive combustion of powder bombs 3 and 2.

Устройство работает следующим образом. При запуске ракеты с пусковой установки на электрокапсюльную втулку 7 подается The device operates as follows. When starting a rocket from the launcher, an electrocapsule sleeve 7 is fed

напряжение. Луч огня от электрокапсюльной втулки зажигает воспламенитель 6, который в свою очередь воспламеняет одновременно обе пороховые шашки 2 и 3. Образующиеся продукты горения через каналы пороховых шашек 2 и 3 и проходные сечения «S₁» и «S₂» и сопловые отверстия соплового блока выходят наружу, создают реактивную тягу, начинает работать двигатель.voltage. A beam of fire from the electrocapsule sleeve ignites an igniter 6, which in turn ignites both powder bombs 2 and 3. Simultaneously, the resulting combustion products pass through the channels of the powder bombs 2 and 3 and the bore sections “S ₁ ” and “S ₂ ” and the nozzle openings of the nozzle block exit outward, create jet thrust, the engine starts to work.

Предложенное техническое решение позволяет повысить полный импульс тяги двигателя, тем самым, позволяет увеличить скорость схода ракеты с направляющей пусковой установки. И кроме того, данное техническое решение позволяет сократить количество деталей и сборочных единиц, повышает технологичность изготовления устройства и снижает себестоимость изделия..The proposed technical solution allows to increase the full impulse of engine thrust, thereby, allows to increase the rate of descent of the rocket from the launcher guide. And in addition, this technical solution allows to reduce the number of parts and assembly units, increases the manufacturability of the device and reduces the cost of the product ..

Claims

A rocket solid propellant engine for actively influencing clouds, containing chambers with powder bombs placed inside them with equal combustion arches and a nozzle block, characterized in that the powder bombs are placed in one chamber, a diaphragm is installed between them, and the ratio of the passage areas between the body and a powder checker adjacent to the nozzle block, the housing and the next checker is 1.5 ... 1.8 with a ratio of their combustion surfaces of 0.5 ... 0.8.