RU2100635C1 - Solid-propellant rocket engine - Google Patents
Solid-propellant rocket engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2100635C1 RU2100635C1 RU95111185/06A RU95111185A RU2100635C1 RU 2100635 C1 RU2100635 C1 RU 2100635C1 RU 95111185/06 A RU95111185/06 A RU 95111185/06A RU 95111185 A RU95111185 A RU 95111185A RU 2100635 C1 RU2100635 C1 RU 2100635C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- piston
- nozzle
- differential piston
- sleeve
- engine
- Prior art date
Links
- 239000004449 solid propellant Substances 0.000 title claims abstract description 22
- 238000002347 injection Methods 0.000 claims abstract description 28
- 239000007924 injection Substances 0.000 claims abstract description 28
- 239000007788 liquid Substances 0.000 claims abstract description 15
- 238000007789 sealing Methods 0.000 claims abstract description 3
- 238000010791 quenching Methods 0.000 claims description 23
- 230000033001 locomotion Effects 0.000 claims description 14
- 239000011521 glass Substances 0.000 claims description 13
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 5
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 abstract description 4
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 29
- 230000000171 quenching effect Effects 0.000 description 14
- 238000000034 method Methods 0.000 description 11
- 230000004907 flux Effects 0.000 description 7
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 6
- ZZUFCTLCJUWOSV-UHFFFAOYSA-N furosemide Chemical compound C1=C(Cl)C(S(=O)(=O)N)=CC(C(O)=O)=C1NCC1=CC=CO1 ZZUFCTLCJUWOSV-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 5
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 4
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 4
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 3
- 239000000243 solution Substances 0.000 description 3
- 239000007921 spray Substances 0.000 description 3
- 230000010455 autoregulation Effects 0.000 description 2
- 230000008033 biological extinction Effects 0.000 description 2
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 2
- WQGWDDDVZFFDIG-UHFFFAOYSA-N pyrogallol Chemical compound OC1=CC=CC(O)=C1O WQGWDDDVZFFDIG-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 238000009834 vaporization Methods 0.000 description 2
- 230000008016 vaporization Effects 0.000 description 2
- 206010003445 Ascites Diseases 0.000 description 1
- 206010043114 Tangentiality Diseases 0.000 description 1
- 238000010521 absorption reaction Methods 0.000 description 1
- 230000001154 acute effect Effects 0.000 description 1
- 230000033228 biological regulation Effects 0.000 description 1
- 238000000576 coating method Methods 0.000 description 1
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 239000002826 coolant Substances 0.000 description 1
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 1
- 230000005032 impulse control Effects 0.000 description 1
- 230000002262 irrigation Effects 0.000 description 1
- 238000003973 irrigation Methods 0.000 description 1
- 230000002045 lasting effect Effects 0.000 description 1
- 238000011089 mechanical engineering Methods 0.000 description 1
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 description 1
- 230000008092 positive effect Effects 0.000 description 1
- 239000000843 powder Substances 0.000 description 1
- 239000003380 propellant Substances 0.000 description 1
- 230000005855 radiation Effects 0.000 description 1
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 1
- 238000005507 spraying Methods 0.000 description 1
Images
Landscapes
- Fuel-Injection Apparatus (AREA)
- Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании РДТТ с отсечкой тяги. The invention relates to rocket technology and can be used to create solid propellant rocket motors with traction cutoff.
Известно, что создание малой по массе и габаритам надежной и безопасной для элементов конструкции летательного аппарата системы, реализующей отсечку тяги двигателя в любой момент его работы, является актуальной задачей для большого класса РДТТ. В настоящее время наиболее распространена отсечка тяги РДТТ, осуществляемая посредством вскрытия дополнительных проходных площадей в корпусе двигателя, вызывающего, с одной стороны, резкое падение давления в камере, способное прекратить горение заряда, а с другой, реверс тяги. Несмотря на то, что известно практическое использование подобных систем отсечки тяги (Конструкции РДТТ. /Под ред.Л.Н.Лаврова.-М. Машиностроение, 1993, с. 215. ), они не могут быть признаны универсальными, т.е. приемлемыми для всех ракетных комплексов, так как обладают такими недостатками, как большое возмущающее действие на ракету и тепловое воздействие на элементы ее конструкции в момент вскрытия дополнительных проходных площадей (Абугов Д.И. Бобылев В. М. Теория и расчет ракетных двигателей твердого топлива. Учебник для машиностроительных вузов. -М. Машиностроение, 1987, 272 с.). Этих недостатков лишена система отсечки тяги путем вспрыска в камеру сгорания РДТТ жидкого охладителя, размещенного внутри узла гидрогашения. Известны следующие конструктивно-компоновочные схемы РДТТ с размещением узла гидрогашения (УГГ):
вне корпуса РДТТ, например, на его передней крышке [1]
внутри корпуса РДТТ (в качестве заряда);
вокруг соплового блока.It is known that the creation of a system, reliable and safe for structural components of a small mass and dimensions, that implements cut-off of engine thrust at any time of its operation, is an urgent task for a large class of solid propellant rocket engines. At present, the most common cut-off of the solid propellant rocket motor traction is performed by opening additional passage areas in the engine casing, causing, on the one hand, a sharp pressure drop in the chamber, which can stop the charge burning, and, on the other, reverse thrust. Despite the fact that the practical use of such traction cut-off systems is known (Constructions of solid propellant rocket engines. / Ed. By L.N. Lavrov.-M. Mechanical Engineering, 1993, p. 215.), they cannot be recognized as universal, i.e. acceptable for all missile systems, since they have such disadvantages as a large disturbing effect on the rocket and thermal effects on the elements of its structure at the time of opening additional passage areas (Abugov D.I. Bobylev V.M. Theory and calculation of solid propellant rocket engines. A textbook for engineering universities. -M. Engineering, 1987, 272 p.). These drawbacks are deprived of the traction cut-off system by spraying into the combustion chamber of the solid propellant rocket engine a liquid cooler located inside the hydro-quenching unit. The following structural schemes of solid propellant rocket engines with the location of a hydro-quenching unit (UGG) are known:
outside the solid propellant housing, for example, on its front cover [1]
inside the solid propellant rocket case (as a charge);
around the nozzle block.
1. Недостатком первой конструктивно-компоновочной схемы является увеличение габаритов, что часто недопустимо из-за условий компоновки двигателя в ракете. 1. The disadvantage of the first structural layout scheme is the increase in size, which is often unacceptable due to the conditions of the layout of the engine in the rocket.
2. Общим недостатком приведенных конструктивно-компоновочных схем является неоптимальность режима впрыска охладителя в камеру сгорания, снижающая надежность гашения и проявляющаяся в большой вероятности повторного несанкционированного воспламенения заряда через 0,5 2,0 с от момента начала впрыска охладителя. 2. A common drawback of the above structural schemes is the non-optimality of the injection mode of the cooler into the combustion chamber, which reduces the extinguishing reliability and is manifested in the high probability of repeated unauthorized ignition of the charge after 0.5 2.0 s from the moment the cooler injection starts.
Дело в том, что процесс гашения двигателя условно можно разделить на две стадии:
первая стадия прекращение процесса горения заряда обусловлена резким падением внутрикамерного давления вследствие охлаждения газа при впрыске и быстропротекающим парообразованием жидкого охладителя. Расчеты и экспериментальные данные показывают, что потребная масса охладителя сравнима с массой газа, находящегося в объеме камеры сгорания, и составляет 50 200 г (в зависимости от размеров двигателя). Однако столь малая масса охладителя прекращает процесс горения только в том случае, если впрыск этой массы в камеру продолжается по времени, не превышающем 0,003 0,005 с (Райзберг Б.А. Основы теории рабочих процессов в ракетных системах на ТТ.-М. Машиностроение, 1972; Дей Б. Разработка РДТТ с системой регулирования импульса тяги.-BPT, N 5, 1972);
вторая стадия процесса гашения заключается в охлаждении элементов конструкции двигателя в отсутствии теплопровода (т.е. уже при негорящем заряде) и одновременно свободном истечении парогазовой смеси из объема камеры сгорания с соответственным падением давления с 1 5 кгс/см2 до 0,05 - 0,2, продолжающимся в течение 0,2 0,5 с (фиг. 3). На этой стадии расходуется в 4 10 раз больше охладителя чем на первой стадии (т.е.) 200 2000 г), а суммарная масса охладителя на борту (с учетом гарантийного запаса) составляет 0,35 3,0 кг.The fact is that the process of extinguishing the engine can conditionally be divided into two stages:
The first stage is the termination of the charge combustion process due to a sharp drop in the chamber pressure due to gas cooling during injection and the rapidly occurring vaporization of a liquid cooler. Calculations and experimental data show that the required mass of the cooler is comparable to the mass of gas in the volume of the combustion chamber, and is 50,200 g (depending on the size of the engine). However, such a small mass of the cooler stops the combustion process only if the injection of this mass into the chamber continues for a time not exceeding 0.003 0.005 s (B. Raizberg, Fundamentals of the theory of working processes in rocket systems at TT.-M. Mashinostroy, 1972 ; Day B. Development of solid propellant solid-propellant rocket motors with traction impulse control system.-BPT,
the second stage of the quenching process consists in cooling the engine structural elements in the absence of a heat conduit (i.e., already at a non-burning charge) and at the same time free flow of the gas mixture from the volume of the combustion chamber with a corresponding pressure drop from 1 5 kgf / cm 2 to 0.05 - 0 , 2, lasting for 0.2 0.5 s (Fig. 3). At this stage, 4-10 times more cooler is consumed than at the first stage (i.e.) 200 2000 g), and the total mass of the cooler on board (taking into account the warranty margin) is 0.35 3.0 kg.
Важной характеристикой второй стадии впрыска является время, в течение которого осуществляется охлаждение конструкции. Исходя из конструктивных соображений расход охладителя на первой и второй стадиях гашения для рассмотренных конструктивных компоновочных схем является постоянной величиной, т. е. время охлаждения конструкции неоптимально и составляет 0,003-0,005 с. Понятно, что за столь малый промежуток времени успевает охладиться только пренебрежимо тонкий слой. Тепло, запасенное в глубине стенки, через какое-то время (≈ 0,2-0,5 с) прогревает ее внутреннюю поверхность практически до прежнего уровня температур. Расчеты показали, что в охлажденном таким способом двигателе (т.е. в течение 0,003 с) через 0,5 с после гашения вследствие лучистого теплового потока от выходящего на поверхность ТЗП тепла отдельные участки поверхности заряда нагреваются до 400oC, что превышает температуру вспышки твердого топлива (≈ 300oC). В то же время расчеты показали, что если расход охладителя той же массы на второй стадии снизить в 100 раз (т.е. затянуть подачу охладителя до 0,3 0,5 с), то температура поверхности ТЗП через 0,5 с составит 180oC, т.е. в этом случае о разогреве поверхности заряда от лучистого теплового потока говорить не приходится.An important characteristic of the second injection stage is the time during which the structure is cooled. Based on design considerations, the flow rate of the cooler in the first and second stages of quenching for the considered structural layout schemes is constant, i.e., the cooling time of the structure is not optimal and amounts to 0.003-0.005 s. It is clear that in such a short period of time only a negligible thin layer manages to cool. The heat stored in the depth of the wall, after some time (≈ 0.2-0.5 s) warms up its inner surface almost to the previous temperature level. The calculations showed that in an engine cooled in this way (i.e. within 0.003 s), 0.5 s after extinguishing due to the radiant heat flux from the heat leaving the surface of the heat-condensing element, individual sections of the charge surface are heated to 400 o C, which exceeds the flash point solid fuel (≈ 300 o C). At the same time, the calculations showed that if the flow rate of the cooler of the same mass in the second stage is reduced by a factor of 100 (i.e., tighten the flow of the cooler to 0.3 0.5 s), then the surface temperature of the heating substratum in 0.5 s will be 180 o C, i.e. in this case, it is not necessary to speak of heating the surface of the charge from the radiant heat flux.
Таким образом, оптимальным режимом впрыска является:
впрыск ≈ 20% охладителя за 0,003 -0,005 с;
впрыск оставшихся ≈ 80% охладителя за 0,3 0,5 с.Thus, the optimal injection mode is:
injection ≈ 20% of the cooler for 0.003-0.005 s;
injection of the remaining ≈ 80% of the cooler in 0.3 0.5 s.
Создание двухрежимного узла гидрогашения, перестраивающегося за время ≈ 0,001 с, в рамках трех рассмотренных конструктивно-компоновочных схем является весьма проблематичной задачей. Проблематичность еще усиливается и тем, что время выхода на режим источника энергии в этих условиях порохового аккумулятора давления (ПАДа) составляет не менее 0,03 0,1 с (Присняков В.Ф.Динамика ракетных двигателей твердого топлива. Учебное пособие для вузов.-М. Машиностроение, 1984, 248 с.). Так как это время на порядок больше потребного (0,003 с), впрыск первой порции охладителя за 0,003 с посредством ПАДа труднореализуем, т.е. в первый момент времени не обеспечивается потребного расхода впрыска охладителя. А это, в свою очередь, или делает невозможным гашение, или вызывает необходимость иметь на борту существенно (в десятки раз) большую массу охладителя. The creation of a dual-mode hydraulic extinguishing unit, tunable in a time ≈ 0.001 s, within the framework of the three considered structural and layout schemes is a very problematic task. The problematic nature is further aggravated by the fact that the time to reach the source of energy under these conditions of a powder pressure accumulator (PAD) is at least 0.03 0.1 s (Prisnyakov V.F. Dynamics of solid propellant rocket engines. Textbook for universities .- M. Engineering, 1984, 248 p.). Since this time is an order of magnitude longer than required (0.003 s), the injection of the first portion of the cooler in 0.003 s by means of PAD is difficult to realize, i.e. at the first moment of time, the required cooler injection flow rate is not provided. And this, in turn, either makes it impossible to extinguish, or makes it necessary to have on board a substantially (tens of times) large mass of cooler.
3. Еще одним общим недостатком приведенных конструктивно-компоновочных схем является то, что излучение со стороны элементов конструкции на поверхность заряда тем больше, чем больше доля поверхности ТЗП по сравнению с оставшейся поверхностью заряда в суммарной внутренней поверхности камеры сгорания. В этом аспекте особенно невыгодна вторая конструктивно-компоновочная схема, в которой сильно нагретая наружная поверхность узла гидрогашения оказывает значительное тепловое воздействие на охлажденную поверхность заряда. Значительное тепловое воздействие на охлажденную поверхность заряда во всех трех схемах оказывают наиболее горячие элементы конструкции двигателя входной воротник и критический вкладыш соплового блока. Именно эти элементы создают наибольшую опасность вторичного несанкционированного воспламенения заряда. 3. Another common drawback of the above structural schemes is that the radiation from the side of the structural elements to the surface of the charge is the greater, the greater the proportion of the surface charge factor in comparison with the remaining surface of the charge in the total internal surface of the combustion chamber. In this aspect, the second structural arrangement in which the highly heated outer surface of the hydro-quenching unit has a significant thermal effect on the cooled surface of the charge is particularly disadvantageous. Significant thermal effects on the cooled surface of the charge in all three schemes have the hottest structural elements of the engine inlet collar and the critical liner nozzle block. It is these elements that create the greatest danger of secondary unauthorized ignition of the charge.
4. Следующим общим недостатком однорежимных двигателей с узлом гидрогашения являются большие динамические нагрузки (удар) на элементы узла гидрогашения вытеснительным поршнем, разогнанным до огромной скорости (что неизбежно требуется для осуществления впрыска за 0,003 с). 4. The next common drawback of single-mode engines with a hydro quenching unit is the large dynamic loads (impact) on the elements of the hydro quenching unit by a displacement piston accelerated to high speed (which is inevitably required for an injection in 0.003 s).
5. Конструкция форсуночного блока узла гидрогашения рассмотренных схем выдвигает ряд трудноразрешимых проблем: с одной стороны, требуется одновременность вскрытия большого числа струйных форсунок диаметром 1,5 2,0 мм (500 1000 шт.) ( Δτ < 0,0001 с), а с другой, при работе двигателя встает проблема зашлаковки этих форсунок, их тепловой защиты. 5. The design of the nozzle block of the hydro quenching unit of the considered schemes raises a number of intractable problems: on the one hand, simultaneous opening of a large number of jet nozzles with a diameter of 1.5 to 2.0 mm (500 to 1000 pcs.) (Δτ <0.0001 s) is required, and with another, when the engine is running, there is a problem of slagging these nozzles, their thermal protection.
6. В рассматриваемых схемах полость ПАДа, как правило, неопределенно долго находится под высоким давлением (120 250 кгс/см2). Такая "бомба" на борту двигателя снижает его надежность.6. In the considered schemes, the cavity of the PAD, as a rule, is indefinitely long under high pressure (120 250 kgf / cm 2 ). Such a "bomb" on board the engine reduces its reliability.
Наиболее близким по технической сущности и достигаемому положительному эффекту к изобретению является ЖРД с двумя поршневыми клапанами [2] Импульсный РЖД на двухкомпонентном самовоспламеняющемся топливе состоит из камеры сгорания и сопла. Со стороны камеры сгорания установлены два поршневых дифференциальных клапана горючего и окислителя. Каждый клапан содержит форсунку, зарядную камеру для накопления жидкости (топлива) и уплотнители. The closest in technical essence and the achieved positive effect to the invention is a liquid-propellant rocket engine with two piston valves [2] A pulsed Russian Railways on two-component self-igniting fuel consists of a combustion chamber and a nozzle. On the side of the combustion chamber, two piston differential valves for fuel and oxidizer are installed. Each valve contains a nozzle, a charging chamber for accumulating liquid (fuel), and gaskets.
При использовании дифференциального клапана описанного устройства (ЖРД) в качестве узла гидрогашения РДТТ часть горячей поверхности камеры сгорания (т. е. дифференциальный поршень) будет удалена от охлажденной поверхности заряда ТРТ вследствие перемещения дифференциального поршня. Кроме того, откроется холодная поверхность стенок зарядной камеры, отбирая на себя часть лучистого теплового потока. Недостатком применения такого дифференциального поршня для УГГ является то, что в камере сгорания продолжают оставаться наиболее раскаленные элементы конструкции входной воротник и критический вкладыш соплового блока. Не решена проблема зашлаковки форсуночного блока и синхронности вскрытия струйных форсунок. Еще одним недостатком является увеличение габаритов двигателя с установленным на его корпусе дифференциальным поршнем в качестве узла гидрогашения. When using the differential valve of the described device (LRE) as a solid-propellant liquid quenching unit, part of the hot surface of the combustion chamber (i.e., the differential piston) will be removed from the cooled surface of the TRT charge due to the movement of the differential piston. In addition, the cold surface of the walls of the charging chamber will open, taking away part of the radiant heat flux. The disadvantage of using such a differential piston for UGG is that the most heated structural elements of the inlet collar and the critical insert of the nozzle block continue to remain in the combustion chamber. The problem of slagging of the nozzle block and the synchronization of opening the jet nozzles is not resolved. Another disadvantage is the increase in the size of the engine with a differential piston mounted on its housing as a hydro quenching unit.
Цель изобретения повышение надежности двигателя и уменьшение его габаритов. The purpose of the invention is to increase engine reliability and reduce its size.
Сущность изобретения заключается в том, что в известном ракетном двигателе твердого топлива, содержащем корпус, сопло, заглушку, воспламенитель, заряд и узел гидрогашения, состоящий из стакана, установленного в нем с возможностью осевого перемещения дифференциального поршня, жидкого охладителя, находящегося в подпоршневой полости стакана, уплотнительных устройств и устройства впрыска, сопло выполнено в дифференциальном поршне узла гидрогашения, зафиксированном относительно стакана пирозамком, по окружности дифференциального поршня выполнены тангенциальные каналы, соединяющие подпоршневую и надпоршневую полости стакана таким образом, что надпоршневая полость стакана является центробежной форсункой, обращенной в полость корпуса двигателя, причем на выходе из центробежной форсунки по окружности расположено несколько направляющих элементов. The essence of the invention lies in the fact that in the known rocket engine of solid fuel, comprising a housing, nozzle, plug, igniter, charge and hydro-quenching unit, consisting of a cup mounted therein with the possibility of axial movement of a differential piston, a liquid cooler located in the under-piston cavity of the cup , sealing devices and injection devices, the nozzle is made in the differential piston of the hydraulic extinguishing unit, fixed relative to the glass with a pyrozam, around the circumference of the differential piston tangential channels are made connecting the under-piston and over-piston cavities of the cup in such a way that the over-piston cavity of the cup is a centrifugal nozzle facing the cavity of the engine housing, and several guide elements are arranged around the circumference of the centrifugal nozzle.
Указанная цель достигается тем, что, с одной стороны, дифференциальный поршень под воздействием внутрикамерного давления осуществляет принцип авторегулирования процесса гашения (есть давление впрыск интенсивный, а на спаде давления расход охладителя резко падает до уровня, необходимого для экономичного охлаждения элементов конструкции), а с другой стороны, наиболее нагревающиеся в процессе работы двигателя узлы часть сопла с входным воротником и критическим вкладышем и часть заданного днища выполнены в дифференциальном поршне и в момент срабатывания узла гидрогашения выводятся вместе с дифференциальным поршнем из камеры сгорания, существенно снижая при этом лучистый тепловой поток на охлажденную поверхность заряда, тем самым уменьшая опасность вторичного несанкционированного воспламенения заряда ТРТ. Кроме того, время разгона дифференциального поршня, который на момент срабатывания УГГ уже находится под воздействием внутрикамерного давления, на порядок ( ≈ в 10 раз) меньше времени выхода на режим работы ПАДа и определяется лишь инертностью (массой) дифференциального поршня. В отличие от конструктивно-компоновочных схем с ПАДом этого вполне достаточно для интенсивного (т. е. за 0,003 с) впрыска первой порции охладителя. Кроме оптимальности авторегулируемого режима впрыска и вывода из камеры сгорания горячих элементов конструкции увеличению надежности гашения способствует и то, что при перемещении дифференциального поршня открывается холодная поверхность стенок стакана УГГ. Эта поверхность воспринимает на себя часть теплового потока. Предлагаемая компоновка РДТТ позволяет применить заряд торцевого горения, т. е. заряд наиболее легко омываемый охладителем, не образующий при горении теневых зон, открывающий при своем выгорании минимальную поверхность камеры сгорания. This goal is achieved by the fact that, on the one hand, the differential piston, under the influence of intracameral pressure, implements the principle of automatic regulation of the quenching process (there is intense injection pressure, and when the pressure drops, the flow rate of the cooler drops sharply to the level necessary for economical cooling of structural elements), and on the other the parts that are most heated during the operation of the engine, the nozzle part with the inlet collar and the critical liner and part of the specified bottom are made in the differential piston and in the ent switching node gidrogasheniya output together with the differential piston of the combustion chamber, thus greatly reducing the radiative heat flux to the cooled surface of the charge, thereby reducing the risk of unauthorized secondary ignition charge TRT. In addition, the acceleration time of the differential piston, which at the time of triggering of the UGG is already under the influence of the internal chamber pressure, is an order of magnitude (≈ 10 times) less than the time it takes to enter the PAD mode and is determined only by the inertia (mass) of the differential piston. In contrast to the structural layout schemes with PAD, this is quite sufficient for intensive (i.e., for 0.003 s) injection of the first portion of the cooler. In addition to the optimality of the auto-controlled injection mode and the removal of hot structural elements from the combustion chamber, the extinction reliability is also enhanced by the fact that when moving the differential piston, the cold surface of the walls of the UGG glass opens. This surface perceives a part of the heat flux. The proposed arrangement of the solid propellant rocket motor allows the use of the end-combustion charge, i.e., the charge most easily washed by the cooler, which does not form shadow zones when burning, and opens up the minimum surface of the combustion chamber when it burns out.
Авторегулирование процесса гашения значительно снижает (тормозит) скорость перемещения дифференциального поршня на конечной стадии процесса гашения, существенно снижая тем самым динамические нагрузки (удар) на узел гидрогашения по сравнению со схемой с ПАДом (конечная скорость дифференциального поршня не превышает 0,2 4,0 м/с). Auto-regulation of the quenching process significantly reduces (slows down) the speed of movement of the differential piston at the final stage of the quenching process, thereby significantly reducing the dynamic loads (shock) on the hydro-quenching unit as compared to the scheme with PAD (the final speed of the differential piston does not exceed 0.2 4.0 m /from).
Конструкция устройства впрыска, выполненного в виде одной большой центробежной форсунки, открывающейся при движении дифференциального поршня, снимает проблему зашлаковки, остро стоящую перед форсуночными блоками конструктивных схем с ПАДом, а также проблему одновременности срабатывания множества форсунок и проблему их тепловой защиты. После гашения предлагаемого двигателя в нем отсутствуют полости, находящиеся под давлением. The design of the injection device, made in the form of one large centrifugal nozzle that opens when the differential piston moves, removes the slagging problem that is acute in front of the nozzle blocks of the structural circuits with PAD, as well as the problem of the simultaneous operation of many nozzles and the problem of their thermal protection. After the extinction of the proposed engine, there are no cavities under pressure.
Процесс гашения двигателя основан на авторегулируемом самовытеснении (после срабатывания пирозамка) жидкого охладителя дифференциальным поршнем. The process of extinguishing the engine is based on self-regulating self-displacement (after triggering the lock) of the liquid cooler by a differential piston.
При этом движущей силой является величина
где Pк(τ) меняющееся по времени впрыска давление в камере сгорания;
d малый диаметр дифференциального поршня (фиг.1);
dкр диаметр критического сечения сопла (фиг.1);
Jуд удельный импульс тяги;
αA коэффициент истечения.In this case, the driving force is the quantity
where P k (τ) is the pressure varying over the injection time in the combustion chamber;
d small diameter of the differential piston (figure 1);
d cr the diameter of the critical section of the nozzle (figure 1);
J ud specific impulse;
αA expiration coefficient.
В процессе движения дифференциального поршня давление жидкости Pж, расположенной в стакане узла гидрогашения, находится в пределах
где D большой диаметр дифференциального поршня (фиг.1).In the process of movement of the differential piston, the pressure of the liquid P w located in the glass of the hydro-quenching unit is within
where D is the large diameter of the differential piston (figure 1).
Уравнение движения дифференциального поршня записывается следующим образом:
где X координата, отсчитываемая от первоначального положения дифференциального поршня;
m масса дифференциального поршня;
r плотность жидкого охладителя;
f суммарная площадь проходных сечений тангенциальных каналов, выполненных в дифференциальном поршне;
Fтр сила трения;
B эмпирический коэффициент, зависящий от угла наклона и длины тангенциальных каналов, выполненных в дифференциальном поршне.The equation of motion of the differential piston is written as follows:
where X is the coordinate measured from the initial position of the differential piston;
m is the mass of the differential piston;
r density of the liquid cooler;
f the total area of the passage sections of the tangential channels made in the differential piston;
F Tr friction force;
B empirical coefficient, depending on the angle of inclination and the length of the tangential channels made in the differential piston.
Решение уравнения [3] характеризующее режим впрыска и скорость перемещения дифференциального поршня (т. е. иллюстрация принципа авторегулируемости), представлено на фиг.3. The solution of equation [3] characterizing the injection mode and the movement speed of the differential piston (ie, an illustration of the principle of auto-regulation) is presented in FIG. 3.
Предлагаемое настоящим изобретением техническое решение не известно из патентной и технической литературы. The technical solution proposed by the present invention is not known from the patent and technical literature.
На фиг. 1 показан продольный разрез двигателя в состоянии поставки (т.е. его исходное положение); на фиг.2 положение двигателя в процессе впрыска охладителя при отсечке тяги; на фиг.3 изменение давления в камере сгорания по времени процесса гашения, полученное внутрибаллистическим расчетом (штрихпунктирная линия) и скорость дифференциального поршня (расход охладителя) по времени гашения, являющаяся решением дифференциального уравнения [3] (сплошная линия). По оси асбцисс откладывается время t,с, по оси ординат скорость перемещения дифференциального поршня
Ракетный двигатель твердого топлива (фиг.1) содержит корпус 1, заряд 2 (преимущественно торцевого горения) и узел гидрогашения, закрепленный на заднем фланце корпуса 1. Узел гидрогашения состоит из стакана 3, установленного в нем с возможностью осевого перемещения дифференциального поршня 4, разделяющего стакан 3 на подпоршневую 5 и надпоршневую 6 полости, жидкого охладителя 7, находящегося в надпоршневой полости 5 стакана 3. Сопло 8 двигателя проходит сквозь соосный ему дифференциальный поршень 4. Обращенная внутрь корпуса 1 часть большего диаметра дифференциального поршня 4 формирует стенки дозвуковой части 9 сопла 8. Цилиндрическая часть меньшего диаметра дифференциального поршня 4 проходит сквозь дно 10 стакана 3 и зафиксирована в нем пирозамком. Пирозамок представляет из себя стянутые лентой 11, снабженной пироболтом 12, косо срезанные стопорящие кулачки 13, размещенные с возможностью радиального перемещения в пазах дна 10 стакана 3. Дифференциальный поршень 4 и дно 10 стакана 3 снабжены уплотнительными кольцами 14, герметизирующими подпоршневую полость 5 стакана 3. На цилиндрической поверхности большего диаметра дифференциального поршня 4 выполнены тангенциальные каналы 15, соединяющие подпоршневую 5 и надпоршневую 6 полости стакана 3. Каналы 15 чередуются с наклонными лопатками 16. Обращенная своим срезом в полость корпуса 1 цилиндрическая надпоршневая полость 6 в совокупности с тангенциальными каналами 15 образует центробежную форсунку (фиг.2). На выходе из надпоршневой полости 6 (т.е. за ее срезом) по окружности расположено несколько направляющих элементов 17. В раструбе сопла установлена сопловая заглушка 18. Воспламенитель 19 может быть размещен, например, на заглушке 18. The solid propellant rocket engine (FIG. 1) comprises a
Устройство работает следующим образом. The device operates as follows.
Запуск РДТТ осуществляется посредством подачи сигнала на пиропатрон воспламенителя 19. При воспламенении торцевой поверхности заряда 2 продукты сгорания вышибают заглушку 18. При этом благодаря стопорению лентой 11 пирозамка дифференциальный поршень 4 относительно корпуса 1 (или стакана 3) остается неподвижен, а давление жидкого охладителя 7, находящегося в стакане 3, равно нулю. При работе двигателя происходит интенсивный разогрев покрытий заднего днища корпуса 1 и входной части 9 сопла 8. В момент возникновения необходимости останова двигателя подается электрический сигнала на срабатывание пироболта 12, стягивающего ленту 11. Лента 11 разрывается и перестает удерживать в радиальном направлении стопорящие косо срезанные кулачки 13, которые при этом перестают удерживать от осевого перемещения дифференциальный поршень 4. На дифференциальный поршень 4 благодаря внутрикамерному давлению действует неуравновешенная движущая сила, определяемая выражением [1] Эта сила вызывает перемещение (фиг.2) дифференциального поршня 4, вытесняя жидкий охладитель 7 из подпоршневой 5 в надпоршневую 6 полость стакана 3 через каналы 15 под давлением, определяемым выражением [2]
За счет тангенциальности подачи жидкости, создаваемой соответствующим наклоном лопаток 16 (или каналов 15) в надпоршневую полость 6, создается закручивание струй жидкости, вихрь которых центробежными силами прижимается к стенкам надпоршневой полости 6, играющей по существу роль камеры закручивания, т. е. система движущихся вместе с дифференциальным поршнем 4 тангенциальных каналов 15 и меняющаяся по длине камера закручивания надпоршневая полость 6 образует центробежную форсунку с малоизменяющимся по времени впрыска углом распыла пелены (угол распыла центробежной форсунки не зависит от режима ее работы) (Алемасов В.Е. Теория ракетных двигателей.-М. Оборонгиз, 1963, 476 с.). Орошение жидким охладителем семи зон, не попадающих в сектор распыла пелены центробежной форсунки, достигается отражением струй от направляющих элементов 17. В первый момент времени после срабатывания пирозамка благодаря тому, что на дифференциальный поршень 4 действует уже имеющееся на этот момент времени внутрикамерное давление, что как раз и способствует внезапному и резкому впрыску охладителя 7 (кривая, показывающая изменение давления в камере сгорания по времени впрыска, представлена на фиг.3 штрихпунктирной линией), происходит интенсивный разгон дифференциального поршня 4 за промежуток времени, не превышающий 0,001 с (сплошная линия на фиг.3). Так как давление в камере сгорания, воздействующее на дифференциальный поршень 4, в это время максимально, характер движения дифференциального поршня 4 на этом участке в основном определяется первым членом правой части уравнения [3] Скорость движения дифференциального поршня 4 максимальна и набранной скорости достаточно, чтобы осуществить впрыск 15-30% имеющегося охладителя за время 0,003-0,006 с. При этом в камере происходят термодинамические процессы поглощения тепла на нагрев и испарения охладителя с охлаждением продуктов сгорания и соответствующим резким падением давления в камере сгорания (фиг.3). Благодаря тому, что интенсивность впрыска и соответствующее падение давления по времени меньше времени релаксации камеры сгорания, происходит прекращение процесса горения (т.е. прекращается приход продуктов сгорания в объем камеры сгорания). Следующая стадия процесса гашения характеризуется тем, что давление свободноистекающей из объема камеры сгорания в течение 0,2 0,5 с парогазовой смеси уменьшается на 1-2 порядка по сравнению с первоначальным (штрихпунктирная линия на фиг.3). Соответственно второй член правой части уравнения [3] ввиду высокой скорости
Изменение скорости дальнейшего движения дифференциального поршня 4 имеет слабо дегрессивный характер (фиг.3), т.е. узел гидрогашения автоматически переходит на второй режим впрыска. Так как расход охладителя 7 (при такой же его суммарной массе) на этом режиме существенно меньше, то время, в течение которого орошается прогретая поверхность конструктивных элементов, увеличивается до 0,1 0,2 с, а это соответствует более эффективному теплосъему (т. е. охлаждению слоев ТЗП, расположенных на гораздо больших глубинах конструкционных стенок). Разогрев поверхности ТЗП вследствие перераспределения выходящего из глубинных слоев тепла охлажденных таким образом по внутренней поверхности стенок через 0,5 с после впрыска составит 170 190oC, а максимальная температура на поверхности конструкционных стенок входной части 9 сопла 8 через 1 2 с не превысит 250 280oC. При таком уровне температур лучистый тепловой поток от стенки не способен нагреть охлажденную поверхность заряда 2 до температуры вспышки топлива. Таким образом, исключается возможность повторного несанкционированного воспламенения заряда 2.The start of the solid propellant rocket motor is carried out by applying a signal to the igniter igniter 19. When the end surface of the
Due to the tangentiality of the fluid supply created by the corresponding inclination of the blades 16 (or channels 15) into the supra-
The change in the speed of further movement of the
Благодаря перемещению дифференциального поршня 4 наиболее нагретые в процессе работы элементы конструкции часть заднего днища и входная часть 9 сопла 8 выводятся из зоны камеры сгорания к дну 10 стакана 3 (фиг.2). Открывающиеся при этом холодные внутренние стенки стакана 3 воспринимают на себя часть теплового лучистого потока, испускаемого входной частью 9 сопла 8, частично экранируют охлажденную поверхность заряда 2, уменьшая опасность его повторного несанкционированного воспламенения. Due to the movement of the
Технико-экономическая эффективность изобретения заключается в повышении надежности двигателя и уменьшении его габаритов за счет того, что узел гидрогашения является авторегулируемым и выполнен в виде дифференциального поршня, сквозь который проходит сопловой блок. The technical and economic efficiency of the invention consists in increasing the reliability of the engine and reducing its size due to the fact that the hydro quenching unit is self-adjusting and is made in the form of a differential piston through which the nozzle block passes.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU95111185/06A RU2100635C1 (en) | 1995-06-28 | 1995-06-28 | Solid-propellant rocket engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU95111185/06A RU2100635C1 (en) | 1995-06-28 | 1995-06-28 | Solid-propellant rocket engine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU95111185A RU95111185A (en) | 1997-06-27 |
| RU2100635C1 true RU2100635C1 (en) | 1997-12-27 |
Family
ID=20169548
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU95111185/06A RU2100635C1 (en) | 1995-06-28 | 1995-06-28 | Solid-propellant rocket engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2100635C1 (en) |
Cited By (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2140002C1 (en) * | 1998-04-06 | 1999-10-20 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Solid-propellant rocket engine |
| RU2153093C1 (en) * | 1998-12-07 | 2000-07-20 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Solid-propellant rocket engine |
| RU2161718C2 (en) * | 1999-01-27 | 2001-01-10 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Solid-propellant rocket engine |
| RU2170838C1 (en) * | 2000-01-10 | 2001-07-20 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Solid-propellant rocket engine |
| RU2171389C2 (en) * | 1999-03-23 | 2001-07-27 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Controlled rocket engine |
| RU2175399C2 (en) * | 1999-07-29 | 2001-10-27 | Южно-Российский государственный технический университет | Method of control of rate of combustion of high-energy condensed system |
| RU2208694C1 (en) * | 2001-10-22 | 2003-07-20 | Южно-Российский государственный технический университет (Новочеркасский политехнический институт) | Methosd of suppressing vibratory combustion in high energy condensed systems |
| RU2211937C2 (en) * | 2001-10-01 | 2003-09-10 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Pulse solid-propellant rocket engine |
| RU2316668C1 (en) * | 2006-05-05 | 2008-02-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Method of and device to cut off and control thrust of solid-propellant ramjet engines |
| RU2397356C1 (en) * | 2009-01-11 | 2010-08-20 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Solid propellant rocket engine |
| RU2459103C1 (en) * | 2010-12-20 | 2012-08-20 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Solid-propellant rocket engine |
-
1995
- 1995-06-28 RU RU95111185/06A patent/RU2100635C1/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| US, патент, 2949009, кл. 60-254, 1960. US, патент, 4722185, кл. 60-247, 1988. * |
Cited By (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2140002C1 (en) * | 1998-04-06 | 1999-10-20 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Solid-propellant rocket engine |
| RU2153093C1 (en) * | 1998-12-07 | 2000-07-20 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Solid-propellant rocket engine |
| RU2161718C2 (en) * | 1999-01-27 | 2001-01-10 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Solid-propellant rocket engine |
| RU2171389C2 (en) * | 1999-03-23 | 2001-07-27 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Controlled rocket engine |
| RU2175399C2 (en) * | 1999-07-29 | 2001-10-27 | Южно-Российский государственный технический университет | Method of control of rate of combustion of high-energy condensed system |
| RU2170838C1 (en) * | 2000-01-10 | 2001-07-20 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Solid-propellant rocket engine |
| RU2211937C2 (en) * | 2001-10-01 | 2003-09-10 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Pulse solid-propellant rocket engine |
| RU2208694C1 (en) * | 2001-10-22 | 2003-07-20 | Южно-Российский государственный технический университет (Новочеркасский политехнический институт) | Methosd of suppressing vibratory combustion in high energy condensed systems |
| RU2316668C1 (en) * | 2006-05-05 | 2008-02-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Method of and device to cut off and control thrust of solid-propellant ramjet engines |
| RU2397356C1 (en) * | 2009-01-11 | 2010-08-20 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Solid propellant rocket engine |
| RU2459103C1 (en) * | 2010-12-20 | 2012-08-20 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Solid-propellant rocket engine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU95111185A (en) | 1997-06-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4741154A (en) | Rotary detonation engine | |
| US4722261A (en) | Extendable ram cannon | |
| RU2100635C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| US2624281A (en) | Projectile | |
| RU2135925C1 (en) | Boosting device | |
| US3535881A (en) | Combination rocket and ram jet engine | |
| US4382771A (en) | Gas and steam generator | |
| US3221495A (en) | Thrust cut-off and thrust reversal system | |
| US3442084A (en) | Multistage solid fuel rocket propulsion unit for the placing of depth charges | |
| US3044255A (en) | Powder propulsive for rockets or other self-propelled projectiles | |
| US2924174A (en) | Combustible pre-spin turbine for spinner rockets | |
| US2482394A (en) | Gas turbine | |
| US3092963A (en) | Vector control system | |
| US3857239A (en) | Selectable-impulse solid propellant rocket motor | |
| US5010728A (en) | Solid fuel turbine engine | |
| US4756252A (en) | Device for reducing the base resistance of airborne projectiles | |
| RU2096644C1 (en) | Hybrid ramjet engine | |
| US3382679A (en) | Jet engine with vaporized liquid feedback | |
| US3313113A (en) | Control for opening nozzles of rocket engines | |
| RU2150599C1 (en) | Solid-propellant charge | |
| RU2062343C1 (en) | Solid-proppelant rocket engine | |
| US3134222A (en) | Rocket engine control | |
| RU2059963C1 (en) | Guided rocket | |
| RU2219363C2 (en) | Chamber of liquid propellant thruster | |
| US5079987A (en) | Liquid propellant gun |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20050629 |