RU2715450C1

RU2715450C1 - Multi-mode rocket engine

Info

Publication number: RU2715450C1
Application number: RU2019116098A
Authority: RU
Inventors: Владимир Алексеевич Сорокин; Михаил Дмитриевич Граменицкий; Сергей Николаевич Рыбаулин; Сергей Владимирович Салин; Павел Игоревич Зыбин; Дмитрий Дмитриевич Гайдаров
Priority date: 2019-05-24
Filing date: 2019-05-24
Publication date: 2020-02-28

Abstract

FIELD: missiles.

SUBSTANCE: invention relates to rocket engineering, specifically to multi-mode solid-propellant rocket engines, and can be used in making missiles. Multimode rocket engine comprises cylindrical housing, intermediate bottom dividing it into combustion chambers, solid fuel and output nozzle. Intermediate bottom is made of hemispherical perforated metal shell bent towards the second combustion chamber. On the side of the second combustion chamber, the perforated metal shell is reinforced by radial stiffeners in amount of not more than 4 pieces with heat-shielding straps. On the side of the first combustion chamber, the perforated metal shell is covered with metal foil and membrane with heat-protective coating function, which are hermetically fixed to the coating on the adhesive bond by its outer and inner diameters. Into central hole of intermediate bottom ignition device is installed.

EFFECT: invention allows providing uniform ignition of rocket engine charge without reducing intermediate bottom strength and improving operating reliability of such engine.

1 cl, 5 dwg

Description

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к многорежимным твердотопливным ракетным двигателям, и может быть использовано при создании ракет.The invention relates to the field of rocket technology, namely to multi-mode solid propellant rocket engines, and can be used to create rockets.

Многорежимный ракетный двигатель содержит цилиндрический корпус, стартовую и маршевую камеры сгорания с твердотопливными зарядами соответственно. Камеры разделяют промежуточные (разделительные) днища с теплозащитным покрытием. К передней части двигателя пристыкована крышка, а к задней части - сопло с заглушкой. В каждой камере предусмотрено воспламенительное устройство.A multi-mode rocket engine contains a cylindrical body, a launch and sustainer combustion chamber with solid propellant charges, respectively. The chambers share intermediate (dividing) bottoms with a heat-protective coating. A cap is docked to the front of the engine, and a nozzle with a plug is attached to the rear. Each chamber has an ignition device.

Известен двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива (патент России №2390646, МПК F02K 9/28 от 29.12.2008 г.), содержащий цилиндрический корпус, стартовую и маршевую камеры с пороховыми зарядами, разделительное днище, устройство вскрытия днища и сопло. Устройство вскрытия днища выполнено в виде симметрично расположенных относительно продольной оси двигателя на разделительном днище сферических перфорированных заглушек, выгнутых в сторону маршевой камеры. Со стороны стартовой камеры заглушка взаимодействует с тонкостенной мембраной, повторяющей ее форму, герметично закрепленной по периферии на заглушке и имеющей теплозащитное покрытие (ТЗП).Known dual-mode rocket engine of solid fuel (Russian patent No. 2390646, IPC F02K 9/28 of December 29, 2008) containing a cylindrical body, launch and sustainer chambers with powder charges, a separation bottom, a bottom opening device and a nozzle. The bottom opening device is made in the form of spherical perforated plugs, symmetrically arranged relative to the longitudinal axis of the engine on the dividing bottom, curved towards the marching chamber. From the side of the launch chamber, the plug interacts with a thin-walled membrane that repeats its shape, hermetically mounted on the periphery of the plug and having a heat-shielding coating (TZP).

Использование такого разделительного днища в многорежимных ракетных двигателях (РД) твердого топлива нецелесообразно, из-за размещения в днище воспламенительного устройства, необходимо либо уменьшать размеры перемычек между перфорированными заглушками и центральным отверстием под воспламенительное устройство, что приведет к снижению требуемой прочности днища, либо уменьшать размеры самих перфорированных заглушек, что приведет к значительному увеличению газодинамических потерь истечения продуктов сгорания заряда второй (маршевой) камеры, и соответственно - к снижению ее тяги.The use of such a separation bottom in multi-mode rocket engines (RD) of solid fuel is impractical, due to the location of the igniter in the bottom, it is necessary either to reduce the size of the jumpers between the perforated plugs and the central hole for the igniter, which will lead to a decrease in the required strength of the bottom, or to reduce the size perforated plugs themselves, which will lead to a significant increase in gas-dynamic losses of the expiration of the products of combustion of the second charge (marching ) cameras, and accordingly - to reduce its traction.

Целью настоящего изобретения является равномерное воспламенение заряда камеры сгорания ракетного двигателя, посредством размещения воспламенительного устройства в центре промежуточного днища без снижения его прочности, при соблюдении требуемых параметров энерговооруженности, прочности конструкции и надежности его.The aim of the present invention is the uniform ignition of the charge of the combustion chamber of a rocket engine, by placing the igniter in the center of the intermediate bottom without reducing its strength, subject to the required parameters of power, structural strength and reliability.

Поставленная цель достигается использованием выгнутой в сторону второй камеры сгорания полусферической перфорированной металлической оболочки, усиленной со стороны этой камеры радиальными ребрами жесткости в количестве не более 4 штук с теплозащитными накладками и закрытой со стороны первой камеры сгорания металлической фольгой и резиновой мембраной с функцией теплозащитного покрытия, герметично закрепленными к оболочке на клеевое соединение по своим внешним и внутренним диаметрам, установке в центральное отверстие днища воспламенительного устройства.This goal is achieved by using a hemispherical perforated metal shell curved towards the second combustion chamber, reinforced from the side of this chamber with radial stiffeners in an amount of not more than 4 pieces with heat-shielding plates and closed with a metal foil and a rubber membrane with a heat-protective coating on the side of the first combustion chamber, hermetically fixed to the shell on the adhesive joint in its outer and inner diameters, installation in the center hole of the bottom of the ignition tional device.

Изобретение поясняется чертежами, где на фиг. 1 изображен общий вид РД, на фиг. 2 - конструкция днища, на фиг. 3 - поперечный разрез ребер жесткости с тепловой защитой, на фиг. 4 - вид на ребра жесткости со стороны второй камеры, на фиг. 5 - вид на тепловую защиту радиальных ребер жесткости со стороны второй камеры.The invention is illustrated by drawings, where in FIG. 1 shows a general view of the taxiway, in FIG. 2 - bottom structure, FIG. 3 is a cross-sectional view of stiffeners with thermal protection; FIG. 4 is a view of stiffeners from the side of the second chamber, in FIG. 5 is a view of the thermal protection of the radial stiffeners from the side of the second chamber.

Двигатель (фиг. 1) содержит цилиндрический корпус 1, первую камеру сгорания 2 с твердотопливным зарядом 3, вторую камеру сгорания 4 с твердотопливным зарядом 5. Для истечения продуктов сгорания первой и второй ступени используется одно сопло 6. Камеры 2 и 4 разделены полусферическим металлическим промежуточным днищем 7, в котором имеются отверстия перфорации 8 и центральное отверстие для монтажа воспламенительного устройства 9 (фиг. 2). Размер и количество отверстий перфорации подбирается с учетом, что их суммарная площадь превышает площадь критического сечения сопла более чем в 2,5 раза. Со стороны первой камеры 2 промежуточное днище 7 закрыто металлической фольгой 10 и мембраной с функцией теплозащитного покрытия 11, повторяющими его форму и герметично закрепленными к промежуточному днищу 7 на клеевое соединение по своим внешним и внутренним диаметрам. Со стороны второй камеры 4 (фиг. 4) установлены ребра жесткости 12 в количестве не более 4-х, удерживающие воспламенительное устройство 9 от вылета в сопло при работе второй камеры сгорания 4. Ребра жесткости 12 могут изготавливаться вместе с днищем 7 одной деталью методом штамповки или крепиться к нему отдельной деталью. Ребра жесткости 12 с двух сторон закрываются накладками из ТЗП 13 (фиг. 5), при этом поверхность накладок из ТЗП 13 прилегающих к ребрам жесткости 12 со стороны второй камеры сгорания повторяют их форму (фиг. 3), а со стороны первой камеры - повторяют форму мембраны 11. Другие поверхности накладок из ТЗП 13 имеют в сечении обтекаемую форму для снижения сопротивления газовому потоку. При сборке РД промежуточное днище 7 с металлической фольгой 10 и мембраной с функцией теплозащитного покрытия 11 зажимаются между соосными расположенными накладками из ТЗП 13, при этом ребра жесткости 12 оказываются заключенными в теплозащитный кожух.The engine (Fig. 1) contains a cylindrical housing 1, a first combustion chamber 2 with a solid fuel charge 3, a second combustion chamber 4 with a solid fuel charge 5. For the expiration of the combustion products of the first and second stages, one nozzle 6. Chambers 2 and 4 are separated by a hemispherical metal intermediate the bottom 7, in which there are perforation holes 8 and a central hole for mounting the igniter device 9 (Fig. 2). The size and number of perforation holes is selected taking into account that their total area exceeds the critical section area of the nozzle by more than 2.5 times. From the side of the first chamber 2, the intermediate bottom 7 is closed by a metal foil 10 and a membrane with the function of a heat-protective coating 11, repeating its shape and hermetically fixed to the intermediate bottom 7 on an adhesive joint in its outer and inner diameters. On the side of the second chamber 4 (Fig. 4), stiffeners 12 are installed in an amount of no more than 4, which keep the igniter 9 from flying into the nozzle during operation of the second combustion chamber 4. Stiffeners 12 can be made together with the bottom 7 with one part by stamping or attached to it as a separate part. The ribs 12 from two sides are closed by plates from the TZP 13 (Fig. 5), while the surface of the plates from TZP 13 adjacent to the ribs 12 from the side of the second combustion chamber repeat their shape (Fig. 3), and from the side of the first chamber - repeat the shape of the membrane 11. Other surfaces of the plates of the TZP 13 have a streamlined cross section to reduce resistance to gas flow. When assembling the taxiway, the intermediate bottom 7 with a metal foil 10 and a membrane with the function of heat-shielding coating 11 are clamped between coaxial located overlays made of heat-resistant composite material 13, while the stiffeners 12 are enclosed in a heat-shielding casing.

Многорежимный ракетный двигатель работает следующим образом. Включение первой и второй ступени производится последовательно, возможно, с паузой. При работе первой камеры давление продуктов сгорания заряда воздействует через мембрану и металлическую фольгу на полусферическое металлическое промежуточное днище. Продавливание мембраны с фольгой не происходит по причине того, что давление в стартовой камере не превышает предельно допустимого для локального участка фольги, соответствующей площади одной перфорации.Multimode rocket engine operates as follows. The inclusion of the first and second stage is carried out sequentially, possibly with a pause. During the operation of the first chamber, the pressure of the products of charge combustion acts through the membrane and metal foil on the hemispherical metal intermediate bottom. The membrane with foil is not pressed through due to the fact that the pressure in the launch chamber does not exceed the maximum permissible for the local portion of the foil corresponding to the area of one perforation.

При включении второй камеры, продукты сгорания ее заряда, проникая через отверстия перфорации, воздействуют на мембрану по всей площади, вскрывают ее и, проникая в стартовую камеру, истекают через сопло.When the second chamber is turned on, the products of combustion of its charge, penetrating through the perforation holes, act on the membrane over the entire area, open it and, penetrating the launch chamber, expire through the nozzle.

Через 0,1-0,2 с после вскрытия металлической фольги перемычки между отверстиями перфорации прогорают, и продукты сгорания начинают исходить через всю площадь промежуточного днища, ограниченную обтекаемой теплозащитой ребер жесткости, чем достигается снижение газодинамических потерь газового потока. Теплозащита не позволяет прогорать ребрам жесткости, тем самым обеспечивается удержание воспламенительного устройства от вылета в сопло на всем интервале времени работы второй ступени.After 0.1-0.2 s after opening the metal foil, the jumpers between the perforation holes burn out, and the combustion products begin to flow through the entire area of the intermediate bottom, limited by the streamlined thermal protection of the stiffeners, which reduces the gas-dynamic losses of the gas stream. Thermal protection does not allow burning through the stiffeners, thereby ensuring that the igniter is prevented from escaping into the nozzle over the entire interval of operation time of the second stage.

Таким образом, предложенное техническое решение позволяет достичь поставленной цели, а именно: обеспечение равномерного воспламенения заряда камеры сгорания ракетного двигателя, посредством размещения воспламенительного устройства в центре промежуточного днища без снижения его прочности, при повышении параметров энерговооруженности и надежности работы.Thus, the proposed technical solution allows to achieve the goal, namely: ensuring uniform ignition of the charge of the combustion chamber of the rocket engine, by placing the igniter in the center of the intermediate bottom without reducing its strength, while increasing the power supply and reliability.

Claims

A multi-mode rocket engine consisting of a cylindrical body, an intermediate bottom dividing it into combustion chambers, solid fuel charges and an output nozzle, characterized in that the intermediate bottom is made of a hemispherical perforated metal shell bent towards the second combustion chamber, reinforced with radial stiffening ribs in an amount of not more than 4 pieces with heat-shielding plates and closed with a metal foil and a membrane with a function on the side of the first combustion chamber a heat-protective coating, hermetically fixed to the shell on the adhesive joint in its outer and inner diameters, an igniter is installed in the central hole of the intermediate bottom.