RU2341676C1 - Solid-propellant rocket engine - Google Patents
Solid-propellant rocket engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2341676C1 RU2341676C1 RU2007122054/06A RU2007122054A RU2341676C1 RU 2341676 C1 RU2341676 C1 RU 2341676C1 RU 2007122054/06 A RU2007122054/06 A RU 2007122054/06A RU 2007122054 A RU2007122054 A RU 2007122054A RU 2341676 C1 RU2341676 C1 RU 2341676C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- nozzle
- charge
- combustion
- increase
- solid
- Prior art date
Links
- 239000004449 solid propellant Substances 0.000 title claims abstract description 19
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 15
- 238000000576 coating method Methods 0.000 claims description 12
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 claims description 10
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 abstract description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 2
- 239000000463 material Substances 0.000 description 2
- 238000004458 analytical method Methods 0.000 description 1
- 244000309464 bull Species 0.000 description 1
- 230000002596 correlated effect Effects 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 239000011253 protective coating Substances 0.000 description 1
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 description 1
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 description 1
Landscapes
- Solid Fuels And Fuel-Associated Substances (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в ракетных двигателях твердого топлива (РДТТ).The invention relates to rocket technology and can be used in rocket engines of solid fuel (solid propellant rocket engine).
Из уровня техники известен РДТТ по патенту №2245450 (дата публикации 2005.01.27., бюл. №3), принятый за прототип, содержащий канальный заряд, прочно скрепленный с корпусом, средство, компенсирующее увеличение поверхности горения заряда, сопло.In the prior art, solid propellant rocket motor according to patent No. 2245450 (publication date 2005.01.27., Bull. No. 3), adopted as a prototype, containing a channel charge firmly bonded to the housing, a means to compensate for the increase in the surface of the charge, nozzle.
Использование сложной внутренней конфигурации канала заряда, оснащенного щелевыми компенсаторами (наличие которых из формулы прототипа явно не следует, но они упомянуты в тексе описания к патенту при характеристике объекта изобретения), позволяет получить требуемую поверхность горения. Однако к недостаткам прототипа следует отнести низкий коэффициент заполнения корпуса, технологические трудности в процессе изготовления, жесткие требования к точности соблюдения размеров конструктивных элементов и их позиционирования в общей компоновке двигателя, необходимость наличия теплозащитного покрытия на внутренней поверхности сопла от воздействия продуктов сгорания, что увеличивает пассивную массу двигателя.The use of a complex internal configuration of the charge channel equipped with gap compensators (the presence of which clearly does not follow from the prototype formula, but they are mentioned in the tex description of the patent when characterizing the object of the invention), allows to obtain the required combustion surface. However, the disadvantages of the prototype include a low fill factor of the housing, technological difficulties in the manufacturing process, stringent requirements for the accuracy of the dimensions of structural elements and their positioning in the general layout of the engine, the need for a heat-protective coating on the inner surface of the nozzle from the effects of combustion products, which increases the passive mass engine.
Задачей заявляемого технического решения является разработка конструкции ракетного двигателя твердого топлива, позволяющей повысить эффективность его работы за счет увеличения коэффициента заполнения корпуса топливом, уменьшения потерь удельного импульса тяги (тепловых потерь и потерь на трение) при одновременном упрощении технологии изготовления заряда и снижении пассивной массы двигателя путем оптимизации внутренней конфигурации заряда и обеспечения изменяющейся геометрии внутреннего контура сопла при минимизации изменения уширения его раструба.The objective of the proposed technical solution is to develop the design of a solid fuel rocket engine, which allows to increase its efficiency by increasing the housing filling factor with fuel, reducing the specific thrust impulse losses (heat and friction losses) while simplifying the charge manufacturing technology and reducing the engine passive mass by optimizing the internal configuration of the charge and providing a changing geometry of the internal contour of the nozzle while minimizing changes in the extension of its bell.
Поставленная задача решается предлагаемым ракетным двигателем твердого топлива, содержащим канальный заряд, прочно скрепленный с корпусом, средство, компенсирующее увеличение поверхности горения заряда, сопло. Согласно изобретению заряд выполнен канально-цилиндрическим, средство, компенсирующее увеличение поверхности горения, выполнено в виде внутреннего покрытия сопла из высокопрочного медленно горящего твердого топлива со скоростью горения и толщиной, обеспечивающими при горении увеличение площади критического сечения сопла пропорционально увеличению поверхности горения заряда.The problem is solved by the proposed solid propellant rocket engine containing a channel charge firmly bonded to the body, a means of compensating for the increase in the charge burning surface, a nozzle. According to the invention, the charge is channel-cylindrical, the means compensating for the increase in the combustion surface is made in the form of an inner coating of the nozzle made of high-strength, slowly burning solid fuel with a burning speed and thickness, which ensure, when burning, an increase in the critical section area of the nozzle in proportion to an increase in the charge burning surface.
В частности, когда существует потребность в минимальном изменении коэффициента расхода продуктов сгорания, утопленную часть сопла, критическое сечение и раструб сопла целесообразно выполнять с покрытиями, имеющими различные скорости горения.In particular, when there is a need for a minimum change in the coefficient of consumption of the products of combustion, the recessed part of the nozzle, the critical section and the nozzle socket are expediently performed with coatings having different burning rates.
Проведенный анализ уровня техники показывает, что ракетный двигатель твердого топлива отличается от ближайшего аналога иной внутренней конфигурацией заряда - гладкая цилиндрическая (в прототипе канал оснащен профилированными щелями); иным конструктивным выполнением средства, компенсирующего увеличение поверхности горения, - внутреннее покрытие сопла из твердого топлива (в прототипе - щелевые вырезы заряда) и иным его размещением за пределами корпуса с приданием дополнительной функции по теплозащите сопла.The analysis of the prior art shows that the solid fuel rocket engine differs from the closest analogue in a different internal charge configuration - smooth cylindrical (in the prototype the channel is equipped with profiled slots); another constructive implementation of the means to compensate for the increase in the combustion surface is the internal coating of the nozzle made of solid fuel (in the prototype, slotted cutouts of the charge) and its other placement outside the housing with the additional function of heat protection of the nozzle.
Именно совокупность отличительных от прототипа признаков заявляемого решения с остальными существенными признаками позволила достичь вышеуказанный технический результат, который невозможно получить при реализации изобретения по прототипу в силу особенностей конструкции известного ракетного двигателя твердого топлива и решить поставленную задачу.It is the combination of the distinguishing features from the prototype of the features of the proposed solution with the remaining essential features that made it possible to achieve the above technical result, which cannot be obtained when implementing the invention according to the prototype due to the design features of the known solid propellant rocket engine and solve the problem.
Предлагаемый ракетный двигатель твердого топлива иллюстрируется графическим изображением.The proposed solid propellant rocket engine is illustrated in graphical form.
На чертеже - продольный разрез двигателя.In the drawing - a longitudinal section of the engine.
Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус 1, прочно скрепленный с ним канально-цилиндрический заряд 2, сопло 3 с внутренним покрытием 4.The solid fuel rocket engine comprises a housing 1, a channel-cylindrical charge 2 firmly bonded to it, a nozzle 3 with an inner coating 4.
РДТТ предлагаемой конструкции работает следующим образом.RDTT of the proposed design works as follows.
После срабатывания воспламенителя (условно не показан) происходит воспламенение начальной поверхности заряда 2. Так как заряд 2 не имеет щелевых или иных компенсаторов, то его поверхность горения в процессе работы РДТТ растет пропорционально своду. Площадь критического сечения сопла 3 растет вследствие горения покрытия 4, что приводит к стабилизации давления. Так как площадь критического сечения сопла 3 при сгорании покрытия 4 изменяется от свода по квадратичному закону, то скорость горения материала покрытия 4 должна быть меньше, чем скорость горения заряда 2, и определяется при проектировании конкретного двигателя. При этом толщина покрытия 4 коррелируется со временем работы двигателя в соответствии с существующей потребностью.After operation of the igniter (not shown conventionally), the initial surface of charge 2 is ignited. Since charge 2 does not have gap or other compensators, its combustion surface in the process of operation of solid propellant solid fuel increases in proportion to the arch. The critical sectional area of the nozzle 3 grows due to the burning of the coating 4, which leads to pressure stabilization. Since the critical sectional area of the nozzle 3 during combustion of the coating 4 varies from the arch according to the quadratic law, the burning rate of the coating material 4 should be less than the burning rate of charge 2, and is determined when designing a specific engine. In this case, the thickness of the coating 4 is correlated with the operating time of the engine in accordance with the existing need.
Пример расчета скорости горения внутреннего покрытия сопла.An example of calculating the burning rate of the inner coating of a nozzle.
Для канального заряда длиной 1900 мм со скоростью горения заряда 20 мм/с при показателе в законе скорости горения υ=0,7 зависимость скорости горения материала покрытия Ukr от начального диаметра критического сечения сопла Dkro аппроксимируется зависимостьюFor a channel charge with a length of 1900 mm with a charge burning rate of 20 mm / s with a burning rate of υ = 0.7 in the law, the dependence of the burning rate of the coating material U kr on the initial diameter of the nozzle critical section D kro is approximated by
Ukr=2,59-0,0076·Dkro.U kr = 2.59-0.0076 D kro .
Важным достижением предлагаемого технического решения является стабилизация уровня рабочего давления при отсутствии щелевых и иных компенсаторов в заряде и повышение энерговооруженности двигателя.An important achievement of the proposed technical solution is to stabilize the level of working pressure in the absence of slotted and other compensators in the charge and to increase the power supply of the engine.
Заявляемое техническое решение практически реализуемо, создание такой конструкции РДТТ актуально и перспективно, поскольку повышается эффективность использования ракетных комплексов.The claimed technical solution is practically feasible, the creation of such a design of solid propellant rocket engines is relevant and promising, since the efficiency of using missile systems increases.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2007122054/06A RU2341676C1 (en) | 2007-06-13 | 2007-06-13 | Solid-propellant rocket engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2007122054/06A RU2341676C1 (en) | 2007-06-13 | 2007-06-13 | Solid-propellant rocket engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2341676C1 true RU2341676C1 (en) | 2008-12-20 |
Family
ID=40375232
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2007122054/06A RU2341676C1 (en) | 2007-06-13 | 2007-06-13 | Solid-propellant rocket engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2341676C1 (en) |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3142960A (en) * | 1961-07-06 | 1964-08-04 | Thompson Ramo Wooldridge Inc | Multi-material refractory rocket parts and fabrication methods |
| RU2007607C1 (en) * | 1991-06-28 | 1994-02-15 | Люберецкое научно-производственное объединение "Союз" | Annular nozzle of solid-propellant rocket engine |
| RU2018704C1 (en) * | 1990-11-15 | 1994-08-30 | Люберецкое научно-производственное объединение "Союз" | Solid-propellant rocket engine |
| US6086692A (en) * | 1997-10-03 | 2000-07-11 | Cordant Technologies, Inc. | Advanced designs for high pressure, high performance solid propellant rocket motors |
| US6510694B2 (en) * | 2000-07-10 | 2003-01-28 | Lockheed Corp | Net molded tantalum carbide rocket nozzle throat |
| RU2293201C1 (en) * | 2006-04-13 | 2007-02-10 | ОАО Федеральный научно-производственный центр "Станкомаш" | Solid-fuel jet engine nozzle |
-
2007
- 2007-06-13 RU RU2007122054/06A patent/RU2341676C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3142960A (en) * | 1961-07-06 | 1964-08-04 | Thompson Ramo Wooldridge Inc | Multi-material refractory rocket parts and fabrication methods |
| RU2018704C1 (en) * | 1990-11-15 | 1994-08-30 | Люберецкое научно-производственное объединение "Союз" | Solid-propellant rocket engine |
| RU2007607C1 (en) * | 1991-06-28 | 1994-02-15 | Люберецкое научно-производственное объединение "Союз" | Annular nozzle of solid-propellant rocket engine |
| US6086692A (en) * | 1997-10-03 | 2000-07-11 | Cordant Technologies, Inc. | Advanced designs for high pressure, high performance solid propellant rocket motors |
| US6510694B2 (en) * | 2000-07-10 | 2003-01-28 | Lockheed Corp | Net molded tantalum carbide rocket nozzle throat |
| RU2293201C1 (en) * | 2006-04-13 | 2007-02-10 | ОАО Федеральный научно-производственный центр "Станкомаш" | Solid-fuel jet engine nozzle |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN101545416B (en) | solid rocket motor | |
| Karabeyoglu et al. | Scale-up tests of high regression rate liquefying hybrid rocket fuels | |
| US20180156159A1 (en) | Regenerative hybrid rocket motor | |
| CN106837608A (en) | Fire change propulsive solid-liquid rocket structure in a kind of decking end | |
| RU2341676C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| Zangiev et al. | Thrust characteristics of an airbreathing pulse detonation engine in flight at mach numbers of 0.4 to 5.0 | |
| RU2383764C1 (en) | Solid propellant rocket engine | |
| RU2412369C1 (en) | Solid propellant rocket engine (versions) | |
| CN114060168A (en) | Large initial thrust end-combustion charge solid rocket engine | |
| RU2221159C2 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2428579C1 (en) | Solid-propellant rocket engine with turning control nozzle (versions) | |
| RU2339829C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2326260C2 (en) | Charge molded within solid-fuel rocket engine case | |
| Pelosi-Pinhas et al. | Solid-fuel ramjet regulation by means of an air-division valve | |
| RU2135810C1 (en) | Controllable rocket engine | |
| Gusev et al. | Features of the Functioning Process of the Jet Penetrator Engine for Movement in Dense Soils | |
| Gusev et al. | Calculation of the parameters and characteristics of a rotating lunar jet penetrator | |
| RU2325545C1 (en) | Inside coating of chamber nozzle in liquid propellant rocket engine | |
| RU2247305C1 (en) | Gas-reaction control system unit of jet projectile | |
| RU2376490C1 (en) | Method of instantaneous determination of minimum operating pressure stability in solid propellant rocket engine | |
| RU2487852C1 (en) | Armour jacket for insert charge of mixed solid propellant for rocket engine | |
| RU2622141C1 (en) | Solid fuel rocket engine | |
| RU2698869C1 (en) | Rocket engine of solid fuel | |
| RU2251627C1 (en) | Solid-propellant charge connected to housing of impulse engine | |
| RU2783054C1 (en) | Dual-mode solid propellant rocket engine |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20110530 |
|
| PD4A | Correction of name of patent owner | ||
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20170614 |