RU2317664C1

RU2317664C1 - Solid propellant rocket engine

Info

Publication number: RU2317664C1
Application number: RU2005400062/06A
Authority: RU
Inventors: Олег Иванович Баранов (RU); Олег Иванович Баранов; Борис Викторович Власов (RU); Борис Викторович Власов; Виктор Борисович Климов (RU); Виктор Борисович Климов; Игорь Иванович Лутай (RU); Игорь Иванович Лутай; Владимир Васильевич Сидоров (RU); Владимир Васильевич Сидоров; Анатолий Фёдорович Чубарь (RU); Анатолий Фёдорович Чубарь
Original assignee: ФГУП "КБточмаш им. А.Э.Нудельмана"
Priority date: 2005-12-02
Filing date: 2005-12-02
Publication date: 2011-06-20

Abstract

FIELD: engines and pumps. ^ SUBSTANCE: invention relates to the field of rocket engines that operate on solid propellant, for instance, accelerating engines of controlled missiles or engines to separate stages of ballistic carrier rockets. A solid propellant rocket engine comprises a combustion chamber, an igniter, a powder grain, a reheat charge and a gas-dynamic stabiliser with a calibrated nozzle. The gas-dynamic stabiliser is installed between the reheat charge and the powder grain and is arranged in the form of two cartridge clips that embrace an elastic element. The first cartridge clip facing the reheat charge is fixed on the bottom of the combustion chamber, and the calibrated nozzle is placed into the second cartridge clip. The elastic element is arranged in the form of a conical spiral with ratio of the larger cone diameter to the smaller one equal to 1.6-2.7. ^ EFFECT: invention makes it possible to ensure stability of engine operation by elimination of high-frequency oscillations of pressure. ^ 2 dwg

Description

Изобретение относится к области ракетных двигателей, работающих на твердом топливе, имеющих большую тягу при малом времени работы, например разгонных двигателей управляемых снарядов или двигателей для отделения ступеней баллистических ракетоносителей.The invention relates to the field of solid propellant rocket engines having great thrust with a short operating time, for example, accelerated guided missile engines or engines for separating ballistic launch vehicle stages.

К данным двигателям, обладающим высокой удельной энергоотдачей, предъявляются требования по стабильности внутрибаллистических характеристик, которая определяет безотказность работы бортовой аппаратуры снаряда или ракетоносителя.These engines with high specific energy efficiency are subject to stability requirements for ballistic characteristics, which determines the failure-free operation of the on-board equipment of a projectile or launch vehicle.

Наиболее близким из известных технических решений, частично решающих задачу повышения стабильности газоприхода от порохового заряда всестороннего горения, является ракетный двигатель твердого топлива по авт.св. №1840812 (Кл. МКИ⁵ F02K 9/26). Известный двигатель содержит камеру сгорания, воспламенитель, пороховой и форсажный заряды, газодинамический стабилизатор с калиброванными отверстиями. Стабильность работы здесь достигается за счет гашения низкочастотных колебаний давления путем перетекания газа через калиброванные отверстия внутрь газодинамического стабилизатора и обратно.The closest known technical solutions, partially solving the problem of increasing the stability of the gas intake from the powder charge of comprehensive combustion, is a solid propellant rocket engine in accordance with No. 1840812 (Cl. MKI ⁵ F02K 9/26). The known engine contains a combustion chamber, an igniter, powder and afterburner charges, a gas-dynamic stabilizer with calibrated holes. Stability here is achieved by damping low-frequency pressure fluctuations by flowing gas through calibrated holes into the gas-dynamic stabilizer and vice versa.

Однако в известном двигателе использование физического механизма перетекания газа через калиброванные отверстия в ресивер и обратно не позволяет парировать высокочастотные колебания давления с большой амплитудой, особенно в разгонных или кратковременно работающих двигателях, использующих большой газоприход за короткое время.However, in the known engine, the use of the physical mechanism of gas flow through calibrated openings into the receiver and vice versa does not allow to parry high-frequency pressure fluctuations with a large amplitude, especially in accelerating or short-running engines using a large gas intake in a short time.

Целью предлагаемого изобретения является обеспечение стабильности работы двигателя с форсированным газоприходом путем исключения высокочастотных колебаний давления, а следовательно, и тяги двигателя, которые могут привести к загасанию порохового заряда при низких эксплуатационных температурах, а также к отказу элементов бортовой аппаратуры, снарядов или носителей из-за динамических нагрузок.The aim of the invention is to ensure the stability of the engine with a forced gas intake by eliminating high-frequency pressure fluctuations, and therefore engine thrust, which can lead to the extinction of the powder charge at low operating temperatures, as well as to failure of on-board equipment, shells or carriers due to dynamic loads.

Указанная цель достигается тем, что в двигателе, содержащем камеру сгорания, воспламенитель, пороховую шашку, форсажный заряд и газодинамический стабилизатор с калиброванной дюзой, газодинамический стабилизатор установлен между форсажным зарядом и пороховой шашкой и выполнен в виде двух обойм, охватывающих упругий элемент, причем первая обойма, обращенная к форсажному заряду, закреплена на днище камеры сгорания, а калиброванная дюза размещена во второй обойме, при этом упругий элемент выполнен в виде конической спирали с соотношением большего диаметра конуса к меньшему, равным 1,6-2,7.This goal is achieved by the fact that in an engine containing a combustion chamber, an igniter, a powder checker, an afterburner charge and a gasdynamic stabilizer with a calibrated nozzle, a gasdynamic stabilizer is installed between the afterburner and a powder checker and made in the form of two cages covering an elastic element, the first cage facing the afterburner charge is fixed on the bottom of the combustion chamber, and the calibrated nozzle is placed in the second holder, while the elastic element is made in the form of a conical spiral with the ratio Olsha taper to a smaller diameter, equal to 1,6-2,7.

На фиг.1 представлена конструктивная схема двигателя.Figure 1 presents a structural diagram of the engine.

На фиг.2 показана полученная экспериментальным путем зависимость амплитуды пульсаций давления (А) от соотношения диаметров конического упругого элемента (D/d).Figure 2 shows the experimentally obtained dependence of the amplitude of the pressure pulsations (A) on the ratio of the diameters of the conical elastic element (D / d).

Двигатель состоит из корпуса 1, соплового днища 2 с опорой 3, воспламенителя 4. Между форсажным зарядом 5, выполненным из высокоэнергетичного мелкодисперсного топлива, и пороховой шашкой 6 всестороннего горения установлен газодинамический стабилизатор, состоящий из обоймы 7, закрепленной на днище 8 камеры сгорания, подвижной обоймы 9 с калиброванной дюзой 10 и упругого элемента 11, охватываемого обоймами.The engine consists of a housing 1, a nozzle bottom 2 with a support 3, an igniter 4. Between the afterburner charge 5, made of high-energy fine fuel, and the powder checker 6 of all-round combustion, a gas-dynamic stabilizer is installed, consisting of a holder 7, mounted on the bottom 8 of the combustion chamber, movable clips 9 with a calibrated nozzle 10 and an elastic element 11 covered by clips.

Принцип действия предлагаемого двигателя заключается в следующем. При срабатывании воспламенителя его пороховые газы поджигают конструкцию форсажного заряда, мелкодисперсный состав которого по геометрии фракций и скорости горения топлива подобран таким образом, что калиброванная дюза стабилизатора создает необходимый поджим газового потока, поддерживая перед стабилизатором давление, оптимальное для получения от форсажного заряда максимальных энергетических характеристик. Затем продукты, сгорания от воспламенителя и форсажного заряда истекают через дюзу и, равномерно обтекая пороховую шашку, воспламеняют ее. В процессе воспламенения и начала работы шашки при стечении определенных внутрибаллистических факторов (разброс скорости горения состава шашки, неравномерная гомогенизация смеси и т.п.) и внешних воздействий (разброс эксплуатационных температур, вращение снаряда, механические воздействия от носителя и т.п.) возникают высокочастотные пульсации давления, приводящие к явлению резонансного горения (Б.В.Орлов, Г.М.Мазинг "Термодинамические и баллистические основы проектирования ракетных двигателей твердого топлива". Изд. "Машиностроение", М., 1964). Возникающие колебания гасятся газодинамическим стабилизатором за счет того, что площадь калиброванной дюзы, выполненной в подвижной обойме, рассчитана на расход газа на порядок, меньший газоприхода от основной пороховой шашки, поэтому обойма при колебаниях давления работает как поршень, совершающий колебательные движения внутри камеры сгорания за счет упругого элемента, увеличивая или уменьшая рабочий объем камеры. Упругий элемент, выполненный в виде конической спирали, является нелинейным демпфером, т.е. его механическая характеристика "усилие-перемещение" имеет вид параболы, в отличие от прямой у обычных цилиндрических пружин. Нелинейность характеристики "усилие-перемещение" в колебательных контурах исключает возможность возникновения резонанса.The principle of operation of the proposed engine is as follows. When the igniter is activated, its powder gases ignite the afterburner design, the finely dispersed composition of which according to the geometry of the fractions and the burning rate of the fuel is selected in such a way that the calibrated nozzle of the stabilizer creates the necessary compression of the gas flow, maintaining the pressure in front of the stabilizer that is optimal for obtaining maximum energy characteristics from the afterburner charge. Then the products, combustion from the igniter and afterburner flow out through the nozzle and, uniformly flowing around the powder checker, ignite it. In the process of ignition and the beginning of the operation of the checker when certain intra-ballistic factors (variation in the burning speed of the composition of the checker, uneven homogenization of the mixture, etc.) and external influences (variation in operating temperatures, rotation of the projectile, mechanical stresses from the carrier, etc.) arise high-frequency pressure pulsations leading to the phenomenon of resonant combustion (B.V. Orlov, G.M. Masing, “Thermodynamic and ballistic fundamentals of designing solid propellant rocket engines.” Publishing House “Mechanical Engineering”, M. , 1964). The arising oscillations are quenched by a gas-dynamic stabilizer due to the fact that the calibrated nozzle area, made in a movable holder, is designed for gas consumption by an order of magnitude smaller than the gas intake from the main powder bombs, therefore, when the pressure fluctuates, the holder acts as a piston oscillating inside the combustion chamber due to elastic element, increasing or decreasing the working volume of the chamber. The elastic element, made in the form of a conical spiral, is a nonlinear damper, i.e. its mechanical characteristic “force-displacement” has the form of a parabola, in contrast to the straight line in ordinary cylindrical springs. The nonlinearity of the force-displacement characteristic in oscillatory circuits excludes the possibility of resonance.

Проведенное газодинамическое и теплофизическое моделирование, подтвержденное экспериментами, показывает, что для обеспечения надежного функционирования двигателя необходимо погасить не менее 70% амплитуды пульсаций давления в камере сгорания. Из фиг.2 видно, что для обеспечения этого условия необходимо выполнить соотношение большего диаметра конической спирали упругого элемента (D) к меньшему (d) равным 1,6-2,7. Уменьшение этого соотношения менее 1,6 приближает характеристику демпфера к прямой, а увеличение его сверх 2,7 снижает осевое усилие части витков спирали менее необходимого для обеспечения скорости демпфирования при высоких частотах колебаний.The gasdynamic and thermophysical modeling, confirmed by experiments, shows that to ensure reliable engine operation, it is necessary to extinguish at least 70% of the amplitude of pressure pulsations in the combustion chamber. Figure 2 shows that to ensure this condition, it is necessary to fulfill the ratio of the larger diameter of the conical spiral of the elastic element (D) to the smaller (d) equal to 1.6-2.7. A decrease in this ratio of less than 1.6 brings the damper characteristic closer to a straight line, and an increase in excess of 2.7 reduces the axial force of the part of the spiral turns less than necessary to ensure damping speed at high vibration frequencies.

Таким образом, предлагаемое устройство позволяет комплексно решить задачу обеспечения стабильности работы двигателя с большой удельной энергоотдачей путем исключения высокочастотных колебаний давления. Натурные испытания двигателя подтвердили стабильность его работы. Внедрение предлагаемого двигателя в серийное производство позволит в значительной степени улучшить тактико-технические характеристика оборонной техники.Thus, the proposed device allows you to comprehensively solve the problem of ensuring stability of the engine with high specific energy efficiency by eliminating high-frequency pressure fluctuations. Field tests of the engine confirmed the stability of its operation. The introduction of the proposed engine in mass production will significantly improve the tactical and technical characteristics of defense equipment.

Claims

A solid fuel rocket engine containing a combustion chamber, an ignitor, a powder checker, afterburner and a gas-dynamic stabilizer with a calibrated nozzle, characterized in that the gas-dynamic stabilizer is installed between the afterburner and the powder checker and made in the form of two cages covering an elastic element, the first cage facing the afterburner charge is fixed on the bottom of the combustion chamber, and the calibrated nozzle is placed in the second holder, while the elastic element is made in the form of a conical spiral with the ratio of the larger diameter of the cone to a smaller one, equal to 1.6-2.7.