RU2461728C2 - Solid-propellant rocket engine - Google Patents
Solid-propellant rocket engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2461728C2 RU2461728C2 RU2010149577/06A RU2010149577A RU2461728C2 RU 2461728 C2 RU2461728 C2 RU 2461728C2 RU 2010149577/06 A RU2010149577/06 A RU 2010149577/06A RU 2010149577 A RU2010149577 A RU 2010149577A RU 2461728 C2 RU2461728 C2 RU 2461728C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- channel
- charge
- section
- star
- shaped
- Prior art date
Links
- 239000004449 solid propellant Substances 0.000 title claims abstract description 44
- 239000000446 fuel Substances 0.000 abstract description 29
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 abstract description 28
- 238000010586 diagram Methods 0.000 abstract description 6
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 5
- 230000007935 neutral effect Effects 0.000 abstract description 5
- 239000002184 metal Substances 0.000 abstract description 2
- 239000002245 particle Substances 0.000 abstract description 2
- 230000001681 protective effect Effects 0.000 abstract description 2
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 abstract 1
- 238000005728 strengthening Methods 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000003628 erosive effect Effects 0.000 description 14
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 6
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 3
- 230000006378 damage Effects 0.000 description 3
- 239000002923 metal particle Substances 0.000 description 3
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 2
- 230000002829 reductive effect Effects 0.000 description 2
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 2
- 235000015842 Hesperis Nutrition 0.000 description 1
- 235000012633 Iberis amara Nutrition 0.000 description 1
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 description 1
- 238000000576 coating method Methods 0.000 description 1
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 1
- 230000003412 degenerative effect Effects 0.000 description 1
- 230000000593 degrading effect Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 230000000670 limiting effect Effects 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 238000000465 moulding Methods 0.000 description 1
- 239000003380 propellant Substances 0.000 description 1
- 239000011253 protective coating Substances 0.000 description 1
- 230000002441 reversible effect Effects 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
- 230000001960 triggered effect Effects 0.000 description 1
Images
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Description
Предполагаемое изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетному двигателю твердого топлива (РДТТ) с зарядом, прочно скрепленным с внутренними стенками корпуса ракетного двигателя, и может быть использовано при разработке новых образцов РДТТ, предпочтительно в качестве стартовых ускорителей ракет, самолетов и других летательных аппаратов (ЛА).The alleged invention relates to the field of rocket technology, namely to a solid propellant rocket engine (solid propellant rocket engine) with a charge firmly bonded to the inner walls of the rocket engine housing, and can be used in the development of new solid propellant rocket rocket engines, preferably as launch accelerators for rockets, aircraft and other aircraft (LA).
Так как ускорители ЛА обычно отделяются от него после завершения разгона, они, как правило, состоят из связки нескольких двигателей и для них большое значение имеет:Since aircraft accelerators are usually separated from it after acceleration is completed, they usually consist of a bunch of several engines and for them it is of great importance:
- постоянство внутрибаллистических характеристик (ВБХ) двигателя;- the constancy of ballistic characteristics (VBH) of the engine;
- реализация нейтрального характера зависимости «давление-время» в камере сгорания двигателя;- the implementation of the neutral nature of the relationship "pressure-time" in the combustion chamber of the engine;
- обеспечение резкого спада давления в конце работы двигателя;- providing a sharp drop in pressure at the end of engine operation;
- одновременность (для связки двигателей) обнуления давления в камерах сгорания двигателя;- simultaneity (for a bunch of engines) zeroing pressure in the combustion chambers of the engine;
- ограничение величины начального пика давления, который, как правило, колеблется в широких пределах по давлению.- limiting the magnitude of the initial pressure peak, which, as a rule, varies widely over pressure.
При этом важно обеспечить максимальное заполнение камеры сгорания двигателя топливом и наиболее полную реализацию его энергетических характеристик при минимальном пассивном весе РДТТ.It is important to ensure maximum filling of the combustion chamber of the engine with fuel and the most complete implementation of its energy characteristics with a minimum passive weight of the solid propellant rocket engine.
Разработка и использование РДТТ с зарядами из высокоимпульсных металлосодержащих смесевых твердых ракетных топлив (СТРТ), прочно скрепленных с внутренними стенками корпуса двигателя, позволяет существенно увеличить полный импульс тяги, снизить зависимость давления в камере сгорания РДТТ от температуры и скорости горения топлива и тем самым уменьшить габариты РДТТ и повысить стабильность ВБХ.The development and use of solid propellant solid propellant rocket engines with charges of high-pulse metal-containing mixed solid rocket fuels (STRT), firmly bonded to the inner walls of the engine housing, can significantly increase the full thrust impulse, reduce the dependence of the pressure in the solid propellant combustion chamber on temperature and fuel burning rate, and thereby reduce dimensions RTTT and increase the stability of the VBH.
Однако одной из основных проблем РДТТ, особенно с высоким удлинением (отношение длины заряда к диаметру заряда более 8), характеризующихся большим коэффициентом заполнения камеры сгорания топливом (объемная плотность заполнения корпуса двигателя топливом), является наличие эрозионного эффекта горения заряда, т.е. увеличения скорости горения топлива при больших скоростях движения продуктов сгорания (ПС) вдоль горящей поверхности заряда, как правило, по каналу заряда. Это явление крайне нежелательное, т.к. сопровождается повышением начального давления в камере сгорания вплоть до разрушения РДТТ. К тому же неравномерное выгорание свода заряда по длине приводит к образованию в конце работы РДТТ дегрессивно догорающих остатков топлива, что недопустимо для РДТТ стартовых ускорителей, особенно работающих в связке.However, one of the main problems of solid propellant solid propellant rocket engines, especially with high elongation (the ratio of the charge length to the diameter of the charge is more than 8), characterized by a large filling factor of the combustion chamber with fuel (volumetric filling density of the engine housing with fuel), is the presence of the erosive effect of charge burning, i.e. increase in the rate of combustion of fuel at high speeds of movement of the products of combustion (PS) along the burning surface of the charge, as a rule, along the charge channel. This phenomenon is extremely undesirable, because accompanied by an increase in the initial pressure in the combustion chamber until the destruction of the solid propellant rocket engine. Moreover, uneven burnup of the charge vault along the length leads to the formation at the end of the solid propellant solid propellant engine of degraded fuel residues, which is unacceptable for solid propellant solid propellant rocket launchers, especially those working in conjunction.
Способ борьбы с эрозионным эффектом горения предусмотрен:A method of combating the erosion effect of combustion is provided for:
- в конструкции РДТТ по пат. США №3380386 кл. 102-99 (снижена скорость потока ПС за счет увеличения диаметра центрального канала к заднему торцу). Однако такое решение задачи приводит к снижению объемной плотности заполнения РДТТ топливом, т.е. к снижению его весового совершенства;- in the design of the solid propellant rocket engine according to US Pat. USA No. 3380386 cl. 102-99 (PS flow rate is reduced by increasing the diameter of the central channel to the rear end). However, such a solution to the problem leads to a decrease in the bulk density of filling solid propellant rocket propellants with fuel, i.e. to reduce its weight perfection;
- в конструкции РДТТ по пат. RU №2152529, МПК 7 F02K 9/08, содержащего корпус, заряд твердого топлива, канал которого выполнен последовательно звездообразным, цилиндрическим и коническим у заднего торца заряда.- in the design of the solid propellant rocket engine according to US Pat. RU No. 2152529, IPC 7
Однако и эти конструкции имеют ряд существенных недостатков, а именно:However, these designs have a number of significant drawbacks, namely:
- расширяющийся к заднему торцу конический участок канала заряда уменьшает плотность заполнения корпуса двигателя топливом;- expanding to the rear end of the conical section of the charge channel reduces the density of the engine housing filling with fuel;
- в удлиненных зарядах расположение звездообразного участка канала вблизи переднего торца приводит к высокой скорости потока ПС, что неизбежно сопровождается эффектом возникновения эрозионного горения, а это в свою очередь приводит к образованию дегрессивных остатков топлива при выгорании цилиндрического участка канала;- in elongated charges, the location of the star-shaped section of the channel near the front end leads to a high flow rate of PS, which is inevitably accompanied by the effect of erosive combustion, and this in turn leads to the formation of degressive fuel residues when the cylindrical section of the channel burns out;
- при высокой скорости потока ПС не обеспечивается необходимая полнота сгорания металлических частиц топлива, за счет малого времени пребывания частиц внутри КС.- at a high flow rate of PS, the required completeness of combustion of metal particles of fuel is not provided due to the short residence time of particles inside the CS.
Изобретение по патенту RU №2298110, МПК F02K 9/18, заявка 03.05.2005 г., опубл. 20.11.2006 г., принято авторами за прототип, как наиболее близкое по технической сути к заявляемому изобретению.The invention according to patent RU No. 2298110, IPC
Прототип, обладая оригинальностью конструктивного оформления, относительно высокой плотностью объемного заполнения корпуса двигателя топливом и целенаправленным использованием эрозионного эффекта горения для обеспечения весового совершенства двигателя, тем не менее обладает рядом недостатков, а именно:The prototype, having the originality of the design, the relatively high density of the volumetric filling of the engine housing with fuel and the targeted use of the erosion effect of combustion to ensure weighted engine perfection, nevertheless has a number of disadvantages, namely:
- высокая скорость потока ПС за счет головного расположения щелевого участка заряда снижает полноту сгорания топлива, понижая тем самым эффективность двигателя в целом;- high flow rate PS due to the head location of the slotted portion of the charge reduces the completeness of fuel combustion, thereby reducing the efficiency of the engine as a whole;
- попарное расположение щелей приводит к «провалу» давления на диаграмме "давление-время" из-за относительно быстрого, единовременного выгорания топлива между парами щелей, что ведет к уменьшению среднего давления в РДТТ и не позволяет полностью реализовать энергетические характеристики топлива;- the pairwise arrangement of the slots leads to a "dip" in the pressure-time diagram due to the relatively fast, one-time burning of fuel between the pairs of slots, which leads to a decrease in the average pressure in the solid propellant rocket engine and does not allow to fully realize the energy characteristics of the fuel;
- конически-щелевой канал, примыкающий к коническому каналу со стороны его большего диаметра, требует для своего формования цельной (не разборной) формующей «иглы», что неприемлемо для крупногабаритных РДТТ из-за высокого усилия распрессовки при изготовлении и вследствие этого вероятности повреждения заряда.- a conical-slotted channel adjacent to the conical channel from the side of its larger diameter requires a solid (non-separable) forming “needle” for its molding, which is unacceptable for large solid propellant rocket motors due to the high compression force during manufacture and, as a result, the probability of damage to the charge.
Технической задачей предлагаемого технического решения является разработка конструкции РДТТ с зарядом из смесевого твердого ракетного топлива (СТРТ), прочно скрепленного с внутренними стенками корпуса РДТТ, с жесткими требованиями по величине и разбросу энергетических и внутрибаллистических характеристик, исключающего дегрессивно догорающие остатки топлива.The technical task of the proposed technical solution is to develop a solid propellant solid propellant solid propellant (STRT) charge firmly bonded to the internal walls of the solid propellant solid propellant rocket engine, with stringent requirements for the magnitude and variation of energy and ballistic characteristics, eliminating degradingly burning fuel residues.
Совокупность конструктивных элементов в предлагаемом изобретении, а именно: осевой канал заряда РДТТ выполнен последовательно из конического участка круглого сечения, сужающегося в сторону сопла и конического участка звездообразного поперечного сечения и увеличивающегося свободного прохода к заднему торцу заряда, позволяет:The set of structural elements in the present invention, namely: the axial channel of the solid propellant charge is made sequentially from a conical section of circular cross section, tapering towards the nozzle and a conical section of a star-shaped cross section and increasing free passage to the rear end of the charge, allows you to:
- исключить дегрессивные остатки СТРТ, поскольку сужающийся по ходу ускоряющегося движения ПС конический канал за счет эрозионного горения вырождается в цилиндрический, а звездообразный участок выгорает одновременно или раньше конического;- eliminate the degrading residues of the STRT, since the conical channel tapering along the accelerating movement of the PS due to erosive combustion degenerates into a cylindrical one, and the star-shaped section burns out simultaneously or earlier than the conical one;
- повысить средний уровень давления в РДТТ увеличением давления в начальный период его работы за счет обеспечения эрозионного горения конической части канала;- increase the average pressure level in solid propellant rocket engines by increasing the pressure in the initial period of its operation by providing erosive combustion of the conical part of the channel;
- обеспечить полноту сгорания металлических частиц топлива за счет плавного движения скорости потока ПС в звездообразной части, поскольку свободное проходное сечение на этом участке увеличивается к заднему торцу за счет увеличивающейся глубины выемок звездообразного участка канала. Это приводит к уменьшению тепловых и газодинамических потерь и к повышению удельного импульса тяги;- to ensure the completeness of combustion of metal particles of fuel due to the smooth movement of the PS flow rate in the star-shaped part, since the free passage in this section increases to the rear end due to the increasing depth of the recesses of the star-shaped channel section. This leads to a decrease in heat and gas-dynamic losses and to an increase in the specific impulse of thrust;
- угол α раскрытия лучей звездообразного участка канала равный 15…20° обеспечивает плавную компенсацию увеличения горящей поверхности конического участка канала заряда. При α меньше 15 появляется прогрессивность тяги, при α больше 20° на диаграмме "тяга-время" появляется "седловина";- the angle α of the disclosure of the rays of the star-shaped section of the channel equal to 15 ... 20 ° provides smooth compensation for the increase in the burning surface of the conical section of the channel of the charge. With α less than 15, thrust progressiveness appears, with α greater than 20 ° a “saddle” appears on the thrust-time diagram;
- последовательное расположение сужающегося конического канала и звездообразно увеличивающегося к заднему торцу свободного проходного сечения участка позволяет выполнять формующую канал «иглу» разъемной, что исключает риск повреждения крупногабаритного заряда при его распрессовке в процессе получения заряда;- the consecutive arrangement of the tapering conical channel and the free pass section of the section that increases star-shaped toward the rear end allows the forming needle channel to be detachable, which eliminates the risk of damage to the bulky charge when it is pressed out during charging;
- за счет звездообразного участка канала, расширяющего к заднему торцу проходного сечения так, что на границе с конусной частью глубина выемок равна нулю, а на заднем торце она составляет (0,65…0,85)e на заднем торце заряда, где e - горящий свод заряда, при этом выступы звездообразного канала образуют цилиндрическую поверхность, диаметр Д2 которой равен (0,8-0,9)Д1, достигается нейтральный закон изменения тяги РДТТ на основном участке его работы. Иные соотношения приводят либо к провалам или подъемам тяги в процессе работы двигателя, либо к завышению начального давления, что требует увеличения толщины стенок двигателя, а значит его пассивного веса;- due to the star-shaped section of the channel, expanding to the rear end of the bore so that the depth of the notches at the border with the conical part is zero, and at the rear end it is (0.65 ... 0.85) e at the rear end of the charge, where e is a burning charge arch, while the protrusions of the star-shaped channel form a cylindrical surface, the diameter of D 2 of which is (0.8-0.9) D 1 , a neutral law of variation of the solid propellant thrust in the main part of its operation is achieved. Other ratios lead either to dips or rises in the thrust during operation of the engine, or to an overestimation of the initial pressure, which requires an increase in the thickness of the walls of the engine, and hence its passive weight;
- за счет сужающегося к заднему торцу заряда конического участка канала круглого сечения с отношением меньшего диаметра (Д2) к большему (Д1) 0,8…0,9 и расположения вершин выемок звездообразного участка канала на обратной конической поверхности обеспечивается максимальная объемная плотность заполнения корпуса топливом. При меньшем чем 0,8 отношении при оговоренных выше соотношениях геометрических параметров заявляемого РДТТ увеличение за счет конического участка заряда не компенсируется эрозионным горением, а больше чем 0,9 отношение приводит к образованию дегрессивно догорающих остатков топлива.- due to the charge tapering to the rear end of the conical section of the channel of circular cross section with a ratio of a smaller diameter (D 2 ) to a larger (D 1 ) 0.8 ... 0.9 and the location of the vertices of the recesses of the star-shaped section of the channel on the reverse conical surface, the maximum bulk density is ensured housing fuel. At a less than 0.8 ratio with the above ratios of the geometric parameters of the inventive solid propellant rocket motor, the increase due to the conical section of the charge is not compensated by erosive combustion, and more than 0.9 ratio leads to the formation of degradingly burning fuel residues.
Технический результат предлагаемого изобретения заключается в разработке конструкции ракетного двигателя твердого топлива, содержащего канальный заряд, прочно скрепленный с внутренними стенками корпуса посредством защитно-крепящего слоя, корпус с передним и сопловым днищами, сопло и узел воспламенения. В заряде осевой канал выполнен последовательно из конического участка круглого сечения, сужающегося в сторону сопла, и конического участка звездообразного поперечного сечения, причем минимальный диаметр (Д2) конического участка канального заряда составляет (0,8…0,9)Д1, где Д1 - максимальный диаметр осевого канала. Глубина выемок звездообразного участка канала линейно увеличивается до величины (0,65……0,85)e на заднем торце заряда, где е - горящий свод заряда, а угол раскрытия лучей (α) звездообразного участка канала составляет 15…20°. Вершины выступов в канале между лучами образуют условную цилиндрическую поверхность, диаметр которой равен диаметру (Д2) конического участка канала, а длина звездообразного участка канала составляет (0,20…0,25)L3, где L3 - длина заряда.The technical result of the invention consists in the development of a solid propellant rocket engine containing a channel charge firmly bonded to the inner walls of the housing by means of a protective-fixing layer, the housing with front and nozzle bottoms, a nozzle and an ignition assembly. In the charge, the axial channel is made sequentially from a conical section of circular cross section tapering toward the nozzle and a conical section of a star-shaped cross section, the minimum diameter (D 2 ) of the conical section of the channel charge being (0.8 ... 0.9) D 1 , where D 1 - the maximum diameter of the axial channel. The depth of the recesses of the star-shaped section of the channel increases linearly to a value of (0.65 ... ... 0.85) e at the rear end of the charge, where e is the burning arch of the charge, and the aperture angle (α) of the star-shaped section of the channel is 15 ... 20 °. The vertices of the protrusions in the channel between the beams form a conditional cylindrical surface, the diameter of which is equal to the diameter (D 2 ) of the conical section of the channel, and the length of the star-shaped section of the channel is (0.20 ... 0.25) L 3 , where L 3 is the length of the charge.
Сущность изобретения поясняется графическими материалами, где:The invention is illustrated graphic materials, where:
Фиг.1 - продольный разрез заявляемого РДТТFigure 1 is a longitudinal section of the inventive solid propellant rocket motor.
1 - корпус двигателя;1 - engine housing;
2 - заряд;2 - charge;
3 - переднее днище;3 - front bottom;
4 - сопловое днище;4 - nozzle bottom;
5 - сопло;5 - nozzle;
6 - узел воспламенения;6 - ignition unit;
7 - конический участок;7 - conical section;
8 - звездообразный участок;8 - star-shaped area;
9 - защитно-крепящий слой;9 - a protective and fixing layer;
10 - передний торец заряда;10 - front end of the charge;
11 - задний торец заряда;11 - rear end of the charge;
12 - теплозащитное покрытие;12 - heat-proof coating;
е - горящий свод заряда;e is a burning arch of charge;
е1 - свод заряда на границе конусного и звездообразного участка канала заряда;e 1 is the arch of the charge at the boundary of the conical and star-shaped portion of the charge channel;
Д - диаметр корпуса двигателя;D is the diameter of the engine housing;
Д1 - максимальный диаметр осевого канала заряда;D 1 - the maximum diameter of the axial channel of the charge;
Д2 - минимальный диаметр конического участка канала заряда;D 2 - the minimum diameter of the conical section of the charge channel;
L - длина двигателя;L is the length of the engine;
Lз - длина заряда;L s - charge length;
Lк - длина конического участка канала заряда;L to - the length of the conical section of the charge channel;
Lзв - длина звездообразного участка канала заряда;L sv is the length of the star-shaped portion of the charge channel;
Фиг.2 - поперечное сечение РДТТ вблизи начала звездообразного участка канала заряда;Figure 2 is a cross section of a solid-propellant solid propellant rocket rocket near the beginning of a star-shaped portion of the charge channel;
13 - выемки звездообразного участка канала заряда;13 - recesses of the star-shaped portion of the charge channel;
14 - вершина выступа звездообразного участка канала заряда;14 - the tip of the protrusion of the star-shaped portion of the charge channel;
α - угол раскрытия лучей;α is the angle of the rays;
h1 - глубина выемок звездообразного участка канала у заднего торца заряда;h 1 - the depth of the recesses of the star-shaped portion of the channel at the rear end of the charge;
Фиг.3 - поперечное сечение РДТТ непосредственно у заднего торца заряда;Figure 3 is a cross section of a solid propellant rocket motor directly at the rear end of the charge;
h - максимальная глубина выемок звездообразного участка канала заряда.h is the maximum depth of the recesses of the star-shaped section of the charge channel.
Фиг.4 - диаграммы "давление-время" заявляемого двигателя без учета и с учетом эрозионного горения.Figure 4 - diagrams of "pressure-time" of the inventive engine without and taking into account erosive combustion.
15, 16, 17, 18, 19, 20, 21 - изменение давления в процессе работы двигателя;15, 16, 17, 18, 19, 20, 21 — pressure change during engine operation;
τ - основное время работы двигателя;τ is the main operating time of the engine;
τ1 - время компенсации эрозионного пика давления;τ 1 - compensation time of the erosive pressure peak;
τсп - время адиабатического спада давления в двигателе;τ sp - the time of the adiabatic pressure drop in the engine;
τсп1 - время спада давления при догорании дегрессивных остатков топлива.τ sp1 - the time of the pressure drop when the degenerative residues of the fuel are burned out.
Двигатель с соотношением длины L к диаметру Д больше 8 с канальным зарядом 2, прочно скрепленным защитно-крепящим слоем 9 с внутренними стенками корпуса 1, переднее днище 3, сопловое днище 4, сопло 5, узел воспламенения 6. Осевой канал заряда имеет сужающийся в сторону заднего торца конический участок 7 длиной LK, граничащий с ним звездообразный участок 8 длиной Lзв. Длина звездообразного участка Lзв равна (0,20…0,25)Lз, где Lз - длина заряда, минимальный диаметр Д2 конического участка 7 на границе с звездообразным участком канала составляет (0,8…0,9)Д1 у переднего торца заряда 10, где Д1 - максимальный диаметр осевого канала заряда 2. Отсюда горящий свод e1 заряда на границе с звездообразным участком 8 соответственно больше свода е на переднем торце 10. Глубина выемок 13 (фиг.2, 3) звездообразного участка линейно изменяется от ноля на границе конического участка 7 канала до (0,65…0,85)e на заднем торце заряда 11, где e горящий свод заряда. Вершины выступов 14 на всей этой длине образуют цилиндрическую поверхность диаметром Д2. Угол α раскрытия лучей, равный 15…20°, он одинаков на всей длине звездообразного участка канала. На внутренних стенках корпуса 1 со стороны заднего торца 11 выполнено теплозащитное покрытие (ТЗП) 12. Так как скорость движения ПС в этом месте невелика из-за относительно большого свободного прохода, то масса ТЗП относительно небольшая. Сочетание конуса на участке Lк и выемок звездообразного сечения на конической поверхности повышает заполнение объема РДТТ топливом.An engine with a ratio of length L to diameter D greater than 8 with a
Двигатель, выполненный в соответствии с предлагаемым изобретением, работает следующим образом.The engine, made in accordance with the invention, operates as follows.
При подаче электрического импульса срабатывает узел воспламенения 6, и продукты его сгорания воспламеняют канальную 7, 8 и торцевые 10, 11 поверхности заряда. В сужающемся коническом участке 7 круглого сечения поток продуктов сгорания (ПС) топлива, разгоняясь до пороговой и выше скорости, при которой скорость горения топлива увеличивается за счет эрозионного эффекта, обеспечивает ускоренное выгорание увеличенного до е1 свода заряда. В результате конусная поверхность вырождается в цилиндрическую, увеличивая проходное сечение и снижая скорость движения потока ПС до пороговой и ниже, исключая в дальнейшем эрозионное горение.When an electrical impulse is supplied, the
Максимальная скорость ПС в самом узком месте конического участка по ходу движения по звездообразному участку уменьшается за счет увеличения его проходного сечения к заднему торцу заряда и относительно малого газоприхода с этого участка. Малый газоприход со звездообразного участка канала заряда компенсирует повышенный газоприход из-за эрозионного горения в самом узком месте канала заряда, обеспечивая тем самым нейтральный закон изменения давления. Снижение скорости движения ПС в звездообразном участке канала приводит к уменьшению тепловых и газодинамических потерь и увеличивает полноту сгорания металлических частиц топлива, повышая тем самым тягу двигателя. Указанная геометрия звездообразного участка обеспечивает его выгорание одновременно с коническим участком канала заряда, исключая дегрессивно догорающие остатки СТРТ.The maximum speed of the PS at the narrowest point of the conical section in the direction of travel along the star-shaped section decreases due to an increase in its cross section to the rear end of the charge and a relatively small gas inlet from this section. The small gas inlet from the star-shaped portion of the charge channel compensates for the increased gas inlet due to erosive combustion at the narrowest point of the charge channel, thereby providing a neutral law of pressure change. The decrease in the speed of the PS in the star-shaped section of the channel leads to a decrease in heat and gas-dynamic losses and increases the completeness of combustion of metal particles of fuel, thereby increasing engine thrust. The indicated geometry of the star-shaped portion ensures its burnout simultaneously with the conical portion of the charge channel, excluding the degradingly burned-out residues of the STRT.
В зависимости от требований, предъявляемых к двигателю, в каждом конкретном случае соотношения размеров элементов заряда в определенных авторами пределах находятся расчетным путем и уточняются при отработке РДТТ.Depending on the requirements for the engine, in each case, the ratio of the size of the charge elements within the limits defined by the authors are calculated and specified when working out the solid propellant rocket motor.
На диаграмме "давление-время" (фиг.4) позициями 15, 16, 17 показано изменение давления в процессе работы РДТТ в случае отсутствия эрозионного горения. На отрезке времени τ1 наблюдается пониженное давление, которое специально организовано за счет относительно маленькой поверхности горения звездообразного участка канала (Lзв) заряда.In the diagram "pressure-time" (figure 4), the
При этом из-за наличия увеличенного свода e1 имеют место дегрессивно догорающие остатки топлива, которые сгорают за относительно большое время τсп1, не допустимое для РДТТ стартового ускорителя. Дело в том, что ускоритель отделяется от разгоняемого аппарата при обнулении тяги (Р=0) и на участке спада давления не отделенный от разгоняемого аппарата РДТТ тормозит движение аппарата. При большом времени спада торможение столь существенно, что сводит на нет повышенную эффективность РДТТ. К тому же время догорания дегрессивных остатков τсп1 колеблется в широких пределах из-за нестабильности горения топлива при низких давлениях, что нарушает отделение РДТТ ускорителя, состоящего из нескольких двигателей.Moreover, due to the presence of an enlarged roof e 1, there are degressively burning fuel residues that burn out in a relatively long time τ sp1 , which is not permissible for solid propellant rocket accelerators. The fact is that the accelerator is separated from the accelerated vehicle when the thrust is zero (P = 0), and in the pressure drop section that is not separated from the accelerated vehicle, the solid propellant drags the movement of the device. With a long decay time, the braking is so significant that it negates the increased efficiency of the solid propellant rocket motor. In addition, the burning time of degressive residues τ sp1 varies widely due to the instability of fuel combustion at low pressures, which violates the separation of the solid propellant rocket accelerator consisting of several engines.
При организации эрозионного горения диаграмма давление-время получает нейтральный вид 18, 16, при этом обеспечивается резкий спад давления 19 и минимальное и стабильное время спада τсп. К тому же бесполезный импульс давления 20 и соответствующий ему импульс тяги перемещается на начальное время 21, когда только начинается разгон стартового аппарата и добавка импульса тяги так необходима.When organizing erosive combustion, the pressure-time diagram obtains a
Работоспособность двигателя, выполненного в соответствии с предлагаемым изобретением, подтверждена огневыми стендовыми испытаниями.The performance of the engine, made in accordance with the invention, is confirmed by fire bench tests.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010149577/06A RU2461728C2 (en) | 2010-12-03 | 2010-12-03 | Solid-propellant rocket engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010149577/06A RU2461728C2 (en) | 2010-12-03 | 2010-12-03 | Solid-propellant rocket engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2461728C2 true RU2461728C2 (en) | 2012-09-20 |
Family
ID=47077642
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2010149577/06A RU2461728C2 (en) | 2010-12-03 | 2010-12-03 | Solid-propellant rocket engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2461728C2 (en) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109519280A (en) * | 2018-12-19 | 2019-03-26 | 哈尔滨工程大学 | A kind of hybrid multistage power underwater bottom-sealing device of whirlpool paddle direct-injection and control method |
| CN111810318A (en) * | 2020-06-28 | 2020-10-23 | 北京凌空天行科技有限责任公司 | Single-chamber double-thrust solid rocket engine and rocket |
| CN115506918A (en) * | 2022-08-30 | 2022-12-23 | 西安近代化学研究所 | Combined charging and combustion surface design method for high-thrust-ratio three-stage solid engine |
| CN119664532A (en) * | 2025-01-02 | 2025-03-21 | 北京航空航天大学 | A star-shaped double-layer solid-liquid rocket engine |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3064423A (en) * | 1959-04-22 | 1962-11-20 | Hercules Powder Co Ltd | Gas-generating device |
| FR1315914A (en) * | 1961-03-01 | 1963-01-25 | United Technology Corp | Engine for rockets or missiles of the multi-section or multi-element type and solid fuel |
| US3380386A (en) * | 1965-07-16 | 1968-04-30 | Army Usa | Propellant grains |
| RU2152529C1 (en) * | 1999-03-29 | 2000-07-10 | Государственное унитарное предприятие Государственное научно-производственное предприятие "Сплав" | Solid-propellant rocket engine |
| RU2298110C2 (en) * | 2005-05-03 | 2007-04-27 | ОАО "ФНПЦ "Станкомаш" | Solid-propellant rocket engine |
| RU2378523C1 (en) * | 2008-06-23 | 2010-01-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Solid propellant rocket engine |
-
2010
- 2010-12-03 RU RU2010149577/06A patent/RU2461728C2/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3064423A (en) * | 1959-04-22 | 1962-11-20 | Hercules Powder Co Ltd | Gas-generating device |
| FR1315914A (en) * | 1961-03-01 | 1963-01-25 | United Technology Corp | Engine for rockets or missiles of the multi-section or multi-element type and solid fuel |
| US3380386A (en) * | 1965-07-16 | 1968-04-30 | Army Usa | Propellant grains |
| RU2152529C1 (en) * | 1999-03-29 | 2000-07-10 | Государственное унитарное предприятие Государственное научно-производственное предприятие "Сплав" | Solid-propellant rocket engine |
| RU2298110C2 (en) * | 2005-05-03 | 2007-04-27 | ОАО "ФНПЦ "Станкомаш" | Solid-propellant rocket engine |
| RU2378523C1 (en) * | 2008-06-23 | 2010-01-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Solid propellant rocket engine |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109519280A (en) * | 2018-12-19 | 2019-03-26 | 哈尔滨工程大学 | A kind of hybrid multistage power underwater bottom-sealing device of whirlpool paddle direct-injection and control method |
| CN109519280B (en) * | 2018-12-19 | 2021-02-19 | 哈尔滨工程大学 | A turboprop direct-injection hybrid multi-stage power underwater high-speed propeller and its control method |
| CN111810318A (en) * | 2020-06-28 | 2020-10-23 | 北京凌空天行科技有限责任公司 | Single-chamber double-thrust solid rocket engine and rocket |
| CN111810318B (en) * | 2020-06-28 | 2022-04-22 | 北京凌空天行科技有限责任公司 | Single-chamber double-thrust solid rocket engine and rocket |
| CN115506918A (en) * | 2022-08-30 | 2022-12-23 | 西安近代化学研究所 | Combined charging and combustion surface design method for high-thrust-ratio three-stage solid engine |
| CN119664532A (en) * | 2025-01-02 | 2025-03-21 | 北京航空航天大学 | A star-shaped double-layer solid-liquid rocket engine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4722261A (en) | Extendable ram cannon | |
| RU2135925C1 (en) | Boosting device | |
| CN101545416A (en) | Solid rocket engine | |
| RU2461728C2 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2145673C1 (en) | Solid propellant charge | |
| RU2135806C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2152529C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| US2924149A (en) | Recoilless gun with reverse gas flow | |
| RU2150599C1 (en) | Solid-propellant charge | |
| CN110821708A (en) | A composite grain structure with three combustion speeds and variable thicknesses for a nozzleless engine | |
| RU2383764C1 (en) | Solid propellant rocket engine | |
| RU2125175C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| CN114060168A (en) | Large initial thrust end-combustion charge solid rocket engine | |
| RU150828U1 (en) | MOTOR UNIT WITH TANGENTIAL-SLOT TYPE Aperture Diaphragms | |
| US5544586A (en) | Solid fuel ramjet tubular projectile | |
| RU2538645C1 (en) | Method of extending area of applicability of coned-bore rocket and coned-bore rocket implementing method | |
| RU2686546C1 (en) | Armor piercing active-missile | |
| RU2326260C2 (en) | Charge molded within solid-fuel rocket engine case | |
| RU2298110C2 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2517971C1 (en) | Nozzle-free solid-propellant rocket engine | |
| RU2513052C2 (en) | Solid-propellant rocket engine to withdraw rocket jettisonable parts | |
| CN117028065A (en) | Single-chamber double-thrust solid rocket engine with large thrust ratio | |
| RU2725118C1 (en) | Channel charge of mixed solid-propellant rocket fuel connected with housing | |
| RU2689056C1 (en) | Method and device for gas-dynamic acceleration of massive bodies to high speed | |
| RU2707648C1 (en) | Non-nozzle 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: 20130912 |
|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20161204 |