UA54595C2 - Модульні ракетні реактивні твердопаливні заряди з корпусом, системою наповнення та спорожнювання, охолодженням та підвіскою - Google Patents
Модульні ракетні реактивні твердопаливні заряди з корпусом, системою наповнення та спорожнювання, охолодженням та підвіскою Download PDFInfo
- Publication number
- UA54595C2 UA54595C2 UA2000116316A UA00116316A UA54595C2 UA 54595 C2 UA54595 C2 UA 54595C2 UA 2000116316 A UA2000116316 A UA 2000116316A UA 00116316 A UA00116316 A UA 00116316A UA 54595 C2 UA54595 C2 UA 54595C2
- Authority
- UA
- Ukraine
- Prior art keywords
- fuel
- solid
- charges
- housing
- cooling
- Prior art date
Links
- 239000004449 solid propellant Substances 0.000 title claims abstract description 34
- 238000001816 cooling Methods 0.000 title claims abstract description 17
- 239000000725 suspension Substances 0.000 title description 5
- 239000007787 solid Substances 0.000 claims abstract description 10
- 239000003380 propellant Substances 0.000 claims abstract description 8
- 239000000126 substance Substances 0.000 claims abstract description 7
- 239000000654 additive Substances 0.000 claims abstract description 6
- 238000000576 coating method Methods 0.000 claims abstract description 4
- -1 coatings Substances 0.000 claims abstract description 4
- 239000011230 binding agent Substances 0.000 claims abstract description 3
- 239000008240 homogeneous mixture Substances 0.000 claims abstract description 3
- 239000003112 inhibitor Substances 0.000 claims abstract description 3
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims description 51
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims description 28
- 239000007788 liquid Substances 0.000 claims description 7
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 claims description 3
- 238000009413 insulation Methods 0.000 claims description 2
- 230000009172 bursting Effects 0.000 claims 1
- 238000009423 ventilation Methods 0.000 claims 1
- 238000003860 storage Methods 0.000 abstract description 3
- 235000015842 Hesperis Nutrition 0.000 abstract description 2
- 235000012633 Iberis amara Nutrition 0.000 abstract description 2
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 5
- 238000000034 method Methods 0.000 description 5
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 description 5
- 239000000463 material Substances 0.000 description 4
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 4
- JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N phencyclidine Chemical compound C1CCCCN1C1(C=2C=CC=CC=2)CCCCC1 JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 4
- 239000002760 rocket fuel Substances 0.000 description 4
- UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N Hydrogen Chemical compound [H][H] UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 3
- 239000001257 hydrogen Substances 0.000 description 3
- 229910052739 hydrogen Inorganic materials 0.000 description 3
- 230000001681 protective effect Effects 0.000 description 3
- QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N atomic oxygen Chemical compound [O] QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 2
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 2
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 2
- 230000006872 improvement Effects 0.000 description 2
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 description 2
- 239000001301 oxygen Substances 0.000 description 2
- 229910052760 oxygen Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000008188 pellet Substances 0.000 description 2
- 238000010257 thawing Methods 0.000 description 2
- 239000004215 Carbon black (E152) Substances 0.000 description 1
- 235000019013 Viburnum opulus Nutrition 0.000 description 1
- 244000071378 Viburnum opulus Species 0.000 description 1
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 1
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 1
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 101150059448 cdk7 gene Proteins 0.000 description 1
- 230000008859 change Effects 0.000 description 1
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 1
- 238000005253 cladding Methods 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 239000002826 coolant Substances 0.000 description 1
- 239000013078 crystal Substances 0.000 description 1
- 238000009422 external insulation Methods 0.000 description 1
- 238000007710 freezing Methods 0.000 description 1
- 230000008014 freezing Effects 0.000 description 1
- 239000008187 granular material Substances 0.000 description 1
- 239000001307 helium Substances 0.000 description 1
- 229910052734 helium Inorganic materials 0.000 description 1
- SWQJXJOGLNCZEY-UHFFFAOYSA-N helium atom Chemical compound [He] SWQJXJOGLNCZEY-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229930195733 hydrocarbon Natural products 0.000 description 1
- 150000002430 hydrocarbons Chemical class 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 230000010354 integration Effects 0.000 description 1
- 230000007774 longterm Effects 0.000 description 1
- 230000003647 oxidation Effects 0.000 description 1
- 238000007254 oxidation reaction Methods 0.000 description 1
- 238000005191 phase separation Methods 0.000 description 1
- 230000008569 process Effects 0.000 description 1
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 1
- 238000007789 sealing Methods 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
- 230000000638 stimulation Effects 0.000 description 1
- 230000008016 vaporization Effects 0.000 description 1
- 230000000007 visual effect Effects 0.000 description 1
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
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
- F02K9/40—Cooling arrangements
-
- 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
-
- 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
- F02K9/10—Shape or structure of 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
- F02K9/08—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
-
- 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
- F02K9/36—Propellant charge supports
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
- Solid Fuels And Fuel-Associated Substances (AREA)
- Fuel Cell (AREA)
Abstract
Винахід стосується модульних ракетних реактивних твердопаливних зарядів, що містять різноманітні компоненти палива й інші компоненти, наприклад окислювачі, домішки, що збільшують енергію, зв'язувальні речовини, присадки, покриття, інгібітори тощо, які можуть бути цілком або частково фрагментовані, тобто вони представлені не у вигляді стандартної квазіоднорідної суміші, а у вигляді одного або більше макроскопічних пальних елементів, що мають будь-яку придатну форму, причому всі або окремі компоненти можуть також складатися з речовин, які спочатку охолодженням приводять в достатньо твердий стан. Метою винаходу є створення модульних ракетних реактивних твердопаливних зарядів вищезгаданого типу, в яких дуже мінімізований розвиток небезпечних ситуацій, які виникають при відмові системи охолодження при одночасному підвищенні енергії в ракетах-носіях. З цією метою модулі виконані у вигляді блока або у вигляді окремих пальних елементів із спеціальним корпусом (1), що уможливлює зберігання таких реактивних снарядів та/або їхню дію згідно з призначенням таким чином, що не виникає проблем через температурну залежність від механічних характеристик або агрегатного стану.
Description
Опис винаходу
Цей винахід стосується модульних ракетних реактивних твердопаливних зарядів, що містять різноманітні 2 компоненти палива й інші компоненти, наприклад, палива, окислювачі, домішки, що збільшують енергію, зв'язувальні речовини, присадки, покриття, інгібітори тощо, які можуть бути цілком або частково фрагментовані, тобто вони представлені не у вигляді стандартної квазіоднорідної суміші, а у вигляді одного або більш макроскопічних пальних елементів, що мають будь-яку придатну форму, причому всі або окремі компоненти можуть також складатися з речовин, які спочатку необхідно привести в достатньо твердий стан 70. шляхом охолодження, причому ці реактивні заряди у вигляді блока або у вигляді окремих пальних елементів оснащені корпусом.
Отже, цей винахід стосується галузі техніки ракетних двигунів і їхнього виробництва, конструювання і безпечного зберігання твердопаливних зарядів. Під твердопаливним зарядом у цьому відношенні розуміють представлений в якійсь певній геометричній формі одинарний або складений блок твердого палива, включаючи 12 можливі установки і навішення, що встановлені в ньому з різноманітних причин і здебільшого витрачаються при згорянні.
Кріогенні модульні реактивні заряди, які діють як внутрішні або торцеві пальники, відомі з патенту США З 137 127. Ці відомі реактивні заряди є частково фрагментованими, тобто принаймні один з компонентів знаходиться не в звичайній старанно перемішаній суміші з іншими компонентами, а у формі одного або кількох макроскопічних пальних елементів будь-якої придатної геометричної форми. Пальні елементи хімічно ізольовані один від одного придатними покриттями поверхонь розділу і можуть в разі потреби одночасно механічно з'єднуватися один з одним. Потім ці пальні елементи можуть при особливому виборі їхнього складу бути придатними для того, щоб служити як модулі з різноманітними функціями, наприклад, функціями запалення, стимулювання згоряння, газоутворення тощо. Ці пальні елементи можуть, зокрема, мати форму дисків, зовнішня с поверхня яких підігнана під контур ракетної камери згоряння, і в яких можуть бути один або кілька отворів з Ге) поверхнями поперечного перерізу відповідної форми, які за допомогою нанизування утворюють канал згоряння з постійними або перемінними площинами поперечного перерізу; або вони можуть бути розташовані з різноманітними, вільно обираними формами поперечного перерізу у зв'язаній матриці компонентів твердого палива, які вибираються відповідно до обставин, наприклад, цілком або частково в матриці зі спресованих о елементів палива, багатих на окислювачі. Ге»)
Рівень техніки традиційних видів твердого палива, тобто видів твердого палива з тривалим терміном зберігання, визначається пошаровим розташуванням компонентів палива в так званому "бутербродному" паливі, о що не надає їм яких-небудь особливих переваг і, отже, не знайшло якогось значного застосування. «І
Криогенні тверді тіла досліджуються як паливо з 1994 р. в "УСАФ-Філіпс Леб" ("О5АБР-РпЇЇЇрз І ар") 3о (Едвардз) у програмі "Густина високої енергії". У 1997 р. були опубліковані роботи про гібриди (тобто двигуни о з рідкими і твердими компонентами палива) з замороженим вуглеводнем як твердим компонентом (С.С.Ларсон, "УСАФ-Філіпс Леб", 33-я об'єднана виставка-конференція ракетних двигунів АІАА/"АЗМЕ/ЗАЕ/АЗЕЕ, Центр з'їздів і торгівлі штату Вашингтон, Сіетл, штат Вашингтон, 6-9 липня 1997 р., АІДА-96-3076). «
Цей відомий рівень техніки має проблему, яка полягає у тому, що модульні криогенні твердопаливні заряди З 50 потребують постійного охолодження для того, щоб зберігати свій агрегатний стан у нормальному с температурному середовищі. При відмові охолодження це паливо може станути і випаритися, що може в різних з» випадках призвести до виникнення дуже небезпечних ситуацій.
В основі винаходу лежить завдання підготувати модульні заряди ракетного твердого палива таким чином, щоб було значно мінімізоване виникнення небезпечних ситуацій внаслідок відмови охолодження при підвищенні потужності ракет-носіїв, і щоб був забезпечений тривалий зв'язок між паливом та стінкою камери згоряння. і-й Це завдання вирішується за допомогою модульних зарядів ракетного твердого палива вищезгаданого типу з «» відмітними ознаками згідно з пунктом 1 формули винаходу, їхнє вигідне вдосконалення випливає з залежних пунктів формули. і-й Згідно з комбінацією ознак, названих у незалежному пункті формули, з вигідним вдосконаленням, зазначеним (Те) 20 у залежних пунктах формули, винахід дозволяє значно поліпшити ситуацію із всіма або кількома виявленими проблемами. Модульний заряд ракетного твердого палива дозволяє вибирати паливо й окислювачі з сл різноманітного асортименту і розділяти на пальні елементи, які в комбінації складають необхідну геометричну форму палива. Необхідний для цього агрегатний стан в разі потреби створюється і підтримується за допомогою відповідного охолодження. Позначення "фрагментований твердопаливний заряд" (тут синонім для "модульного", 29 "сепарованого" або "розділеного" твердопаливного заряду) відноситься насамперед до відокремлення основних
ГФ) компонентів (палива й окислювача). Придатним синонімом для "модульного ракетного твердопаливного заряду" є "складений внутрішній гібридний двигун". о Завдяки цьому винаходу можна досягти таких корисних результатів: - твердопаливні заряди згідно з винаходом значно спрощують виготовлення зарядів ракетного твердого 60 палива. Можна уникнути багатьох небезпечних процедур, які надає серійне виробництво. Можна очікувати значного зниження витрат. Це визначення є дійсним незалежно від можливих ускладнень, що можуть бути викликані криогенним паливом; - твердопаливні заряди згідно з винаходом дозволяють уникнути великих поверхонь поділу фаз, характерних для традиційних твердопаливних зарядів. При зберіганні палива теплим слід очікувати збільшення терміну бо зберігання, крім того, в разі потреби пальні елементи можна відокремити один від одного ізолюючими плівками;
- криогенне паливо хоч і не має великого терміну зберігання, проте завдяки низькій температурі є менш схильним до реакцій, ніж тепле. Це може у певних випадках уможливити використання спеціальної висококалорійної речовини, яка може мати таку схильність до реакцій, як рідина або газ; - твердопаливні заряди згідно з винаходом дозволяють реалізувати будь-яку комбінацію палива як монергольний твердопаливний двигун. Це стосується всіх двигунів, починаючи від рідинних монергольних або диергольних двигунів з тривалим терміном зберігання або криогенного типу, гібридних та квазігібридних двигунів, двигунів на суспензіях та трибридів і закінчуючи всіма триергольними двигунами. Отже, слід очікувати значного збільшення питомого імпульсу не лише у порівнянні з узвичаєними видами твердого палива, у/о але й у порівнянні з рівнем техніки рідинних двигунів (див. Р.Е.Ло, "ОРМІ К-Зішнодаг": "Водневий підігрів за допомогою трибридного згоряння", "Спетіе-Іпдепіецг-Тесппік", 1967, 39, Мо15, стор. 923-927; Р.Е.Ло, "Можливість технічної реалізації високоефективних хімічних рушійних установок", Доповіді ХМ Конгресу астронавтів, Белград, 25. -29. 9, 1967, стор. 121-132; Р.Е.Ло, "ОРМІ К-І атроїазнаизеп": "Теоретичні результати систем ракетного палива Е2, 02Лі, АТ1/Н2 і простих підсистем!!, "СІ В-Мін", 69-21 (грудень 1969 р.); Р.Е.Ло, 75. "ОБЕМІК-Гатроїдзнаийзеп": "Хімічний водневий підігрів за допомогою згоряння алюмінію з киснем або системи безполуменевого окислювання "Б ОХ", "ОСІ К-МіН", 70-03 (лютий 1970 р.); Р.Е.Ло, "ОРМІ К-І атроїідзНнаизеп": "Квазігібридні ракетні двигуни", "Кашттаптйогеспипа", Мо 4, квітень 1970 р.); - твердопаливні заряди згідно з винаходом дозволяють за допомогою вибору відповідного палива реалізувати твердопаливні заряди з найбільшою безпекою для навколишнього середовища, наприклад, з твердого водню/кисню.
Далі винахід буде докладніше пояснено на кількох прикладах реалізації за допомогою креслень.
На кресленнях показані:
Фіг. 1 - розріз пального елемента порожнистого циліндричного твердопаливного заряду згідно з винаходом,
Фіг. 2 - закріплення твердого палива за допомогою елементів, які мають розривну міцність, Га
Фіг. З - стандартне технічне рішення кріплення твердопаливного заряду згідно і винаходом, фіг. 4 - ще один варіант підпори корпусу, і9)
Фіг. 5 - варіант прикріплення елементів, які мають розривну міцність, штекерним фіксатором,
Фіг. 6 - зображення корпусу з подвійними стінками з порожнистих циліндричних кілець з утвореною за допомогою перемичок системою труб для охолодження, ю
Фіг. 7 - зображення корпусу з подвійними стінками з порожнистих сегментів з утвореною за допомогою перемичок системою труб для охолодження, б
Фіг. 8 і 9 - корпус з одинарною стінкою з наявними змійовиками для охолодження і ю
Фіг. 10 - дренажна система (система наповнення і спорожнювання) корпусу.
Всі та/(або одиночні модулі твердопаливних зарядів згідно з винаходом оточені хімічно сумісним з паливом в Корпусом достатньої тривкості і хімічної сумісності. ю
На Фіг. 1 показаний розріз пального елемента порожнистого циліндричного твердопаливного заряду. Корпус 1 оточує твердопаливний заряд 3. У цьому прикладі реалізації винаходу корпус складається з поверхонь циліндричної або круглої форми, які при виготовленні, наприклад, склеюються одна з одною (про спосіб « виробництва докладніше тут розповідатися не буде). Виступаючий край корпусу 1 утворює підтримку 2 для пального елемента, розташованого на опорі 12 стінки камери згоряння б і прикріпленого до неї шляхом - с пригвинчування (див. також Фіг. 4). ц Згідно з ще одним прикладом реалізації винаходу, який відрізняється від того, що показаний на Фіг. 1, "» але, звичайно, має той же самий результат, ця підтримка 2 може знаходитися в нижньому кінці модуля. Шляхом розміщення монтажного кільця 11 (див Фіг. 3) можна досягти підтримання циліндричного модуля на обох кінцях.
При запаленні твердопаливних зарядів, що знаходяться в корпусі, факел запалювання (наприклад, ос утворений модулем, розташованим у верхньому кінці камери згоряння, що складається із суміші різних видів самозаймистого твердого палива) спочатку запалює ту частину корпусу 1, що утворює поверхню каналу ве згоряння 8. Цей процес відбувається цілісним чином шляхом випаровування та запалення модулів з окислювача с і палива, що чергуються. Очевидним є те, що корпус 1 повинний бути з одного боку якомога більш тонким, а з іншого боку - якомога більш товстим в міру необхідності. Крім цього. торцеві поверхні корпусу 1, які ї-о знаходяться навпроти вогню проміжного прошарку в каналі згоряння 8, повинні по можливості мати таку ж сл швидкість горіння, як і паливо 3, що може трохи вплинути на вибір матеріалу. Геометричні форми палива, при якому внутрішня сторона стінки камери згоряння 6 піддається різному за тривалістю впливу полум'я (наприклад, коноцільний або торцевий пальник), вимагають наявності ще одного внутрішнього захисного теплового прошарку.
При збиранні необхідно розрізняти сегментовані і несегментовані камери згоряння Перші вимагають точно о визначеної послідовності. Кожний модуль при зазначених умовах може одночасно утворювати і сегмент камери ко згоряння. Паливо, корпус, підвіска, ізоляція і сегмент камери згоряння в такому випадку можуть бути виготовлені разом. Як правило, гранула повинна бути виготовлена знизу нагору. Представлена проблематика бо дуже залежить від конкретних прикладів. Особливі і будь-які інші геометричні форми одержують із бажаної кривої часових зсувів двигуна при одночасно високому ступені наповнення. Звичайно, для всіх форм завжди справедливим є те, що вони повинні збиратися разом з корпусами, ізоляційними прошарками, підвісками і т.д.
Крихкість блоків льоду може бути особливою проблемою при динамічному навантаженні. Як рішення до міркування приймається використання кристалів льоду, що змінюються під тиском, які у комплексі виявляють 65 дуже незначну крихкість (різниця між сніжком і бурулькою). У той час, як крижані блоки з водяного льоду мають велику стійкість до навантажень (принцип іглу), у випадку замороженого палива справа може бути зовсім іншою.
При прикріпленні до стінки камери згоряння 6 вимоги до міцності можуть значно зменшуватися. Блок палива у цьому випадку при умовах прискорення при польоті вже повинний не лише підтримувати всі розташовані на ньому елементи, а і сам знаходитися в стійкому положенні. Для такого твердого палива на Фіг. 2 показаний варіант кріплення з розтяжками 4, перевага яких полягає у тому, що до матеріалу корпусу добавляють трохи додаткового матеріалу, чужорідного стосовно палива, що змінює склад брутто гранули палива. На Фіг. З для порівняння показане стандартне технічне рішення кріплення 9 ящика, яке хоча і є простим щодо збирання, але вимагає додаткових площин з матеріалу корпусу.
При виборі кількості і розташування розтяжок 4 потрібно брати до уваги те, що вони згоряють, як тільки їх 7/0 досягають поверхні горіння. Збирання здійснюють таким чином, що спочатку прикріплені на опорній плиті належним чином (не зображеним тут) дроти 4 з'єднують із штекер ним фіксатором 13 (див. Фіг. 5), що щільно прилягає до зовнішньої поверхні корпусу 1 і захищений від скривлення шляхом належного формування. Вони спресовуються разом з ним при заповненні і замиканні елементів палива в паливі 3. Після завантаження пальних елементів до камери згоряння (або до сегменту стінки камери згоряння) все це прикріплюється зовні за 7/5 допомогою щільно сидячих штекерних болтів 14. Про ущільнення та інші деталі тут мова йти не буде. У цьому випадку можливим є розташування необхідного захисного теплового прошарку (див. систему теплозахисту на
Фіг. 2).
В іще одному прикладі реалізації винаходу, представленому на Фіг. 3, охолоджувані корпуса можуть бути виготовлені з подвійними стінками. Окремі поверхні оболонки, таким чином, при цьому проходять через канали 2о охолодження 10, так що кожний елемент палива має принаймні по одному впуску і випуску. Стінки порожнистих циліндричних кілець (див. Фіг. 6) або порожнистих циліндричних сегментів (див. Фіг. 7) завжди оснащені однією або кількома паралельними перемичками, розташованими по зовнішній окружності, які розміщені між подвійними стінками для зберігання проміжків, і які утворюють - внутрішню межу каналів 10. Протікання охолодного середовища здійснюється відповідно до алфавітної нумерації від а до 9 на Фіг. 6 або від а до р на Фіг. 7. сч
Подібним же чином можуть бути прикріплені до одинарних стінок корпусу змійовики охолодження (див. Фіг. 8 і 9). В обох випадках внутрішня система каналів або проводки (протікання відповідно до алфавітної нумерації і) на Фіг. 8 і 9) сполучена з проводами подачі ззовні корпусу, які можуть проходити через канал згоряння і сопло або через стінку камери згоряння. В обох випадках потрібні швидкі затвори, подібні тим, що використовуються в рідинному ракетному двигуні. При проході крізь стінку вони повинні мати відповідну міцність при стиску. Цеж (з зо саме стосується і підвідного трубопроводу системи наповнення і спорожнювання 15 (див. Фіг. 10). Підвідний і відвідний трубопроводи цієї системи з'єднані лише з розташованою найвищою та/або найнижчою частиною Ме замкнутого у корпусі об'єму. На Фіг. 10 показана дренажна система, через яку може випаровуватися спочатку ю заповнений газ (наприклад, гелій), у той час як рідке паливо вливається через аналогічний приймальний отвір (не показаний). «
Представлені розміри труб, як і кожної з інших деталей на всіх кресленнях, не мають значення. Відведення ю тепла через систему охолодження є кроком із визначеною швидкістю при заморожуванні палива, подавання тепла через канал згоряння і зовнішню ізоляцію здійснюється при повільному розморожуванні. Таким чином, у системі наповнення і спорожнювання можна використовувати труби з невеличким поперечним перерізом. Це є вигідним, оскільки в будь-якому випадку вся система згоряє разом з системою охолодження при роботі двигуна. «
У самому простому випадку для кожного елемента згоряння потрібне власне з'єднання з системою наповнення, в с тому що серійне з'єднання (звичайно, завжди роздільне відповідно до палива й окислювача) може, як правило, представляти певні проблеми. При відомих умовах серійне наповнення стає можливим за допомогою дуже ;» простих заходів. Наприклад, в залежності від обставин можна з'єднати одну з одною найвищу і найнижчу точки порожнистих циліндричних кілець, які в описаному тут прикладі реалізації винаходу виявляються розташованими по діагоналі. Система наповнення закінчується, отже, вищим елементом із стоком у точці, яка у с переверненому положенні є найвищою.
Показана на Фіг. 10 дренажна система, навпроти, з'єднує одним єдиним стоком і одним з'єднанням всі ве елементи палива і усі відділені від них елементи окислювача. Вона функціонує у вертикальному положенні с двигуна, служить для дренажу при розморожуванні і повинна при наповненні Через приймальний отвір
Залишатися закритою. ік Описаний тут спосіб реалізації не повинний виключати того, що пальні елементи можуть бути виготовлені с модульним чином по окремості в особливих пристроях, а потім у камері згоряння об'єднані в одну гранулу, або при сегментованому виконанні - інтегровані у камеру згоряння. У випадку, якщо процедура інтеграції є неможливою, описані системи труб, звичайно, повинні бути з'єднані одна з одною належним чином.
Для всіх прикладів спільним є те, що вони призначені тільки як зразкові технічні рішення для наочного роз'яснення принципів винаходу. (Ф, Розташування використаних знаків-посилань: ка 1. Корпус 2. Підтримка во З. Паливо 4. Підвіска / розтяжка / елементи, які мають розривну міцність 5. Обшивка стінки / захисний тепловий прошарок 6. Стінка камери згоряння 7. Система теплозахисту 65 8. Канал згоряння 9. Кріплення
10. Канали охолодження / система труб 11. Монтажне кільце 12. Опора 13. Штекерний фіксатор 14. Штекерний болт 15. Наповнення-спорожнювання а-р Протікання
До цього додається 9 аркушів креслень.
Claims (4)
1. Модульні ракетні реактивні твердопаливні заряди з різноманітними компонентами палива та іншими /5 Хомпонентами, наприклад паливами, окислювачами, домішками, що збільшують енергію, зв'язувальними речовинами, присадками, покриттями, інгібіторами тощо, які можуть бути цілком або частково фрагментовані, тобто вони представлені не у вигляді стандартної квазіоднорідної суміші, а у вигляді одного або більше макроскопічних пальних елементів, що мають будь-яку придатну форму, причому всі або окремі компоненти можуть також складатися з речовин, які спочатку необхідно привести в достатньо твердий стан шляхом охоподження, причому ці реактивні заряди у вигляді блока або у вигляді окремих пальних елементів оснащені корпусом, які відрізняються тим, що корпус має край, який виступає з опори стінки камери згоряння (6), що нависає над ним, для підвішування реактивного заряду або, відповідно, пального елемента.
2. Ракетні реактивні твердопаливні заряди згідно з пунктом 1, які відрізняються тим, що корпус (1) пальних елементів оснащений або з'єднаний з окремими елементами, які мають розривну міцність, і, таким чином, сч ов одночасно служить для відповідного пального елемента механічною підтримкою всередині камери згоряння.
З. Ракетні реактивні твердопаливні заряди згідно з пунктом 71, які відрізняються тим, що корпус (1) (о) оснащений та/або з'єднаний з окремою системою труб (10), через яку може проходити придатне середовище, що дозволяє утримувати пальні елементи перед запалюванням двигуна у потрібному діапазоні температур.
4. Ракетні реактивні твердопаливні заряди згідно з пунктом 1, які відрізняються тим, що внутрішня частина ю зо Корпусу (1) оснащена та/або з'єднана з окремою системою труб, що у випадку потреби дозволяє перед запалюванням двигуна підводити або відводити рідкі або газоподібні середовища, зокрема при недостатній (о) теплоізоляції або при відмові системи охолодження (вентиляція, система наповнення і спорожнювання). ю « І в)
- . и? 1 щ» 1 се) сл іме) 60 б5
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19822845A DE19822845C2 (de) | 1998-05-22 | 1998-05-22 | Modulare Feststoffraketentreibsätze mit Ummantelung, Fill-drain System, Kühlung und Aufhängung |
PCT/DE1999/001517 WO1999061774A1 (de) | 1998-05-22 | 1999-05-18 | Modulare feststoffraketentreibsätze mit ummantelung, fill-drain system, kühlung und aufhängung |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
UA54595C2 true UA54595C2 (uk) | 2003-03-17 |
Family
ID=7868540
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
UA2000116316A UA54595C2 (uk) | 1998-05-22 | 1999-05-18 | Модульні ракетні реактивні твердопаливні заряди з корпусом, системою наповнення та спорожнювання, охолодженням та підвіскою |
Country Status (10)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US6421999B1 (uk) |
EP (1) | EP1080302B1 (uk) |
JP (1) | JP3713203B2 (uk) |
CN (1) | CN1121550C (uk) |
AU (1) | AU5148999A (uk) |
DE (2) | DE19822845C2 (uk) |
IL (1) | IL139461A (uk) |
RU (1) | RU2230924C2 (uk) |
UA (1) | UA54595C2 (uk) |
WO (1) | WO1999061774A1 (uk) |
Families Citing this family (12)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE19822845C2 (de) | 1998-05-22 | 2002-10-31 | Roger Lo | Modulare Feststoffraketentreibsätze mit Ummantelung, Fill-drain System, Kühlung und Aufhängung |
DE10052422B4 (de) | 2000-10-23 | 2004-03-04 | Astrium Gmbh | Modulares Raketentriebwerk |
US20080264372A1 (en) * | 2007-03-19 | 2008-10-30 | Sisk David B | Two-stage ignition system |
DE102008033429B4 (de) * | 2008-07-16 | 2020-03-19 | Diehl Defence Gmbh & Co. Kg | Feststofftriebwerk |
JP4760887B2 (ja) * | 2008-09-29 | 2011-08-31 | アイシン精機株式会社 | ドアロック装置 |
US8453572B2 (en) * | 2010-07-15 | 2013-06-04 | Raytheon Company | Gun fired propellant support assemblies and methods for same |
US9500448B1 (en) * | 2015-06-09 | 2016-11-22 | Reynolds Systems, Inc. | Bursting switch |
CN106121862A (zh) * | 2016-08-11 | 2016-11-16 | 西北工业大学 | 一种固体火箭发动机药柱固定装置 |
CN106870206A (zh) * | 2017-03-29 | 2017-06-20 | 北京航空航天大学 | 一种快速响应固液火箭发动机组合药柱 |
CN109538378A (zh) * | 2019-01-07 | 2019-03-29 | 西安交通大学 | 一种发动机燃气射流尾焰的处理系统 |
CN113653571B (zh) * | 2021-08-16 | 2022-11-08 | 北京机械设备研究所 | 固体推进剂的燃烧稳流装置及固体发动机燃烧发生器 |
CN115163335B (zh) * | 2022-07-01 | 2023-01-13 | 星河动力(北京)空间科技有限公司 | 试验用燃烧室药柱及模拟发动机燃烧室 |
Family Cites Families (15)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR1114843A (fr) * | 1954-05-21 | 1956-04-17 | Soc Et Propulsion Par Reaction | Générateur de gaz |
DE976057C (de) * | 1956-05-05 | 1963-01-31 | Willi Joachim Dr-Ing Petters | Rakete |
US3434426A (en) * | 1956-11-30 | 1969-03-25 | Jay W De Dapper | Combined ignitor and propellent grain |
US3527168A (en) * | 1960-12-05 | 1970-09-08 | Minnesota Mining & Mfg | Solid propellant grain containing metal macrocapsules of fuel and oxidizer |
US3137127A (en) * | 1961-03-28 | 1964-06-16 | Res Inst Of Temple University | Method of developing high energy thrust |
US3204560A (en) * | 1961-04-24 | 1965-09-07 | Lockheed Aircraft Corp | Solid rocket propellant containing metal encapsulated gas |
US3176618A (en) * | 1961-06-14 | 1965-04-06 | Hexcel Products Inc | Rocket motor construction and fabrication process |
US3995559A (en) * | 1962-06-21 | 1976-12-07 | E. I. Du Pont De Nemours And Company | Propellant grain with alternating layers of encapsulated fuel and oxidizer |
US3815507A (en) * | 1970-01-21 | 1974-06-11 | Olin Corp | Electrical initiator |
US3713385A (en) * | 1970-01-30 | 1973-01-30 | Mini Of Technology | Electroexplosive devices |
US5029529A (en) * | 1989-09-25 | 1991-07-09 | Olin Corporation | Semiconductor bridge (SCB) packaging system |
US5175022A (en) * | 1991-07-19 | 1992-12-29 | Alliant Techsystems Inc. | Method of making oxidizer coated metal fuels |
US6036144A (en) * | 1997-10-03 | 2000-03-14 | Lockheed Martin Corporation | Mass producible launch system |
DE19756794B4 (de) * | 1997-12-19 | 2005-10-06 | Lo, Roger, Prof. Dr. | Modularer, kryogener Feststoffraketentreibsatz |
DE19822845C2 (de) | 1998-05-22 | 2002-10-31 | Roger Lo | Modulare Feststoffraketentreibsätze mit Ummantelung, Fill-drain System, Kühlung und Aufhängung |
-
1998
- 1998-05-22 DE DE19822845A patent/DE19822845C2/de not_active Expired - Fee Related
-
1999
- 1999-05-18 CN CN99806509A patent/CN1121550C/zh not_active Expired - Fee Related
- 1999-05-18 US US09/700,169 patent/US6421999B1/en not_active Expired - Fee Related
- 1999-05-18 AU AU51489/99A patent/AU5148999A/en not_active Abandoned
- 1999-05-18 WO PCT/DE1999/001517 patent/WO1999061774A1/de active IP Right Grant
- 1999-05-18 RU RU2000132212/06A patent/RU2230924C2/ru not_active IP Right Cessation
- 1999-05-18 UA UA2000116316A patent/UA54595C2/uk unknown
- 1999-05-18 DE DE59901947T patent/DE59901947D1/de not_active Expired - Lifetime
- 1999-05-18 EP EP99936294A patent/EP1080302B1/de not_active Expired - Lifetime
- 1999-05-18 JP JP2000551139A patent/JP3713203B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 1999-05-18 IL IL13946199A patent/IL139461A/en not_active IP Right Cessation
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE59901947D1 (de) | 2002-08-08 |
WO1999061774A1 (de) | 1999-12-02 |
IL139461A (en) | 2004-02-08 |
DE19822845C2 (de) | 2002-10-31 |
JP3713203B2 (ja) | 2005-11-09 |
RU2230924C2 (ru) | 2004-06-20 |
EP1080302B1 (de) | 2002-07-03 |
DE19822845A1 (de) | 1998-12-24 |
CN1302353A (zh) | 2001-07-04 |
IL139461A0 (en) | 2001-11-25 |
EP1080302A1 (de) | 2001-03-07 |
US6421999B1 (en) | 2002-07-23 |
CN1121550C (zh) | 2003-09-17 |
AU5148999A (en) | 1999-12-13 |
JP2002516949A (ja) | 2002-06-11 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
UA54595C2 (uk) | Модульні ракетні реактивні твердопаливні заряди з корпусом, системою наповнення та спорожнювання, охолодженням та підвіскою | |
US5345758A (en) | Rotary valve multiple combustor pulse detonation engine | |
US6101808A (en) | Cryogenic solid hybrid rocket engine and method of propelling a rocket | |
CN113417760A (zh) | 一种固体推进剂氧燃分装耦合燃烧透明窗实验器及实验方法 | |
US6311479B1 (en) | Modular cryogenic solid fuel rocket drive sets | |
US7966809B2 (en) | Single-piece hybrid rocket motor | |
US4999997A (en) | Radial pulse motor igniter-sustain grain | |
US2637161A (en) | Process of ignition for rockets and the like | |
RU2000132212A (ru) | Модульные заряды твердого ракетного топлива с оболочкой, системой заполнения и дренажа, охлаждением и подвеской | |
CN111256543B (zh) | 教学科普用小型固液探空火箭 | |
US3137127A (en) | Method of developing high energy thrust | |
CN1179861C (zh) | 阻燃、防爆安全加油站 | |
CN114320667A (zh) | 一种挤压式氧化剂供给固液混合发动机 | |
CN114858008B (zh) | 一种两边出气的燃发器 | |
JP3402964B2 (ja) | ロケットエンジン点火器 | |
GB2518211A (en) | Evaporative wick/membrane rocket motor | |
RU2339771C1 (ru) | Резервуарный строительный блок | |
RU2327051C1 (ru) | Ракетная двигательная установка на твердом топливе | |
CN114856862B (zh) | 一种变推力固液火箭发动机的螺旋嵌套式药柱及制作方法 | |
RU2183284C1 (ru) | Заряд твердого топлива ракетного двигателя | |
CN117869110A (zh) | 一种单室并联多脉冲固体火箭发动机 | |
CN114935283A (zh) | 一种环形点火药盒及燃发器 | |
CN114811657A (zh) | 一种适用于两边出气的燃发器压强波动的绝热结构 | |
CN114857620A (zh) | 一种大燃气量供气模式的固体矢量推力装置 | |
SE9700605L (sv) | Destruktionskammare |