RU173608U1 - Solid fuel rocket engine housing - Google Patents

Solid fuel rocket engine housing Download PDF

Info

Publication number
RU173608U1
RU173608U1 RU2016135873U RU2016135873U RU173608U1 RU 173608 U1 RU173608 U1 RU 173608U1 RU 2016135873 U RU2016135873 U RU 2016135873U RU 2016135873 U RU2016135873 U RU 2016135873U RU 173608 U1 RU173608 U1 RU 173608U1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
solid propellant
housing
flanges
propellant rocket
flange
Prior art date
Application number
RU2016135873U
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Андрей Павлович Рябков
Original Assignee
Публичное акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Публичное акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" filed Critical Публичное акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра"
Priority to RU2016135873U priority Critical patent/RU173608U1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU173608U1 publication Critical patent/RU173608U1/en

Links

Images

Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02KJET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/08Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants
    • F02K9/32Constructional parts; Details not otherwise provided for
    • F02K9/34Casings; Combustion chambers; Liners thereof

Landscapes

  • Pressure Welding/Diffusion-Bonding (AREA)

Abstract

Полезная модель относится к ракетной технике и может быть использована при создании ракетных двигателей на твердом топливе (РДТТ).Задачей полезной модели является снижение массы корпуса РДТТ.Технический результат заключается в повышении несущей способности жестких фланцев корпуса за счет применения для их сечений конфигурации, обеспечивающей более полную загруженность материала фланцев.Технический результат достигается тем, что в конструкции корпуса РДТТ, содержащем днища из ПКМ с жесткими фланцами, внутри жестких фланцев выполнены полости, разграниченные между собой перегородками.Такое техническое решение позволяет снизить массу корпуса РДТТ, оно может быть особенно полезно при использовании в качестве материала фланцев полимерных композитов.The utility model relates to rocket technology and can be used to create solid propellant rocket engines (RDTT). The objective of the utility model is to reduce the mass of the solid propellant rocket engine. The technical result is to increase the bearing capacity of the rigid flanges of the housing due to the use of a configuration that provides more full load of the flange material. The technical result is achieved by the fact that in the design of the solid propellant housing containing PCM bottoms with rigid flanges, inside the rigid flanges are made cavities delimited by partitions. This technical solution allows to reduce the mass of the solid propellant rocket motor, it can be especially useful when using polymer composites as flanges.

Description

Полезная модель относится к ракетной технике и может быть использована при создании ракетных двигателей на твердом топливе.The utility model relates to rocket technology and can be used to create solid propellant rocket engines.

Из патента РФ №2244146 известен корпус ракетного двигателя на твердом топливе (РДТТ), содержащий днища из полимерного композиционного материала (ПКМ) с жесткими металлическими фланцами в виде колец. Некоторые сечения фланцев имеют технологические отверстия и резьбовые отверстия для крепежа, которые во внимание не принимаются (фигуры 1, 2 в описании патента).From the patent of the Russian Federation No. 224146, a solid rocket engine housing (solid propellant rocket engine) is known, comprising bottoms of a polymer composite material (PCM) with rigid metal flanges in the form of rings. Some sections of the flanges have technological holes and threaded holes for fasteners, which are not taken into account (figures 1, 2 in the patent description).

Данная конструкция принята за прототип.This design is taken as a prototype.

Недостатком данной конструкции является то, что значительная доля материала фланцев, расположенного внутри внешнего контура сечений на удалении от границ, создавая утяжеление конструкции, не задействована в полной мере для обеспечения несущей способности фланцев корпуса, что приводит к его утяжелению.The disadvantage of this design is that a significant proportion of the material of the flanges located inside the outer contour of the sections at a distance from the borders, creating a heavier structure, is not fully involved to ensure the bearing capacity of the flanges of the body, which leads to its weight.

Задачей полезной модели является снижение массы корпуса.The objective of the utility model is to reduce the mass of the hull.

Технический результат заключается в снижении массы корпуса РДТТ за счет применения полой конфигурации жестких фланцев, обеспечивающей более полную загруженность материала фланцев и повышение их несущей способности.The technical result is to reduce the mass of the body of the solid propellant rocket due to the use of a hollow configuration of rigid flanges, providing a more complete load of the material of the flanges and increase their bearing capacity.

Технический результат достигается тем, что в конструкции корпуса РДТТ, содержащего днища из ПКМ с жесткими фланцами, внутри жестких фланцев выполнены полости, разграниченные между собой перегородками. При этом перегородки могут чередоваться с полостями равномерно в окружном относительно оси корпуса направлении, могут быть расположены под углом к радиальной плоскости, контуры сечений фланца могут иметь замкнутую форму.The technical result is achieved by the fact that in the design of the solid propellant rocket motor housing containing PCM bottoms with rigid flanges, cavities delimited by partition walls are made inside the rigid flanges. In this case, the partitions can alternate with the cavities evenly in the direction circumferential with respect to the housing axis, can be located at an angle to the radial plane, the contours of the sections of the flange can have a closed shape.

При работе фланцы нагружены в зоне внутреннего диаметра осевой выталкивающей силой соответственно со стороны соплового блока или передней крышки и распределенным по поверхности пера реактивным давлением со стороны оболочки из ПКМ днища корпуса. Под действием этих двух нагрузок происходит поворот сечений фланцев (кручение линии кольца) на угол порядка одного-двух градусов. Для того чтобы форма сечений фланцев в условиях действия нагрузки существенно не менялась, сечения подкрепляются набором перегородок. Как известно, угол поворота сечения кругового кольца и максимальные напряжения, действующие в окружном направлении, обратно пропорциональны моменту инерции сечения кольца относительно оси, параллельной радиусу кольца (В.Т. Лизин, В.А. Пяткин Проектирование тонкостенных конструкций. - М.: Машиностроение, 1994 г., с. 308). Для увеличения момента инерции сечения фланца его контур можно сделать замкнутым путем введения перекрытий по поверхностям полостей, обращенным внутрь корпуса РДТТ. При этом максимальные значения напряжений имеют место в точках контура сечения кольца, наиболее удаленных от упомянутой выше оси, проходящей через центр тяжести сечения. Из формул для напряжений и угла поворота сечения фланца следует, что для наиболее эффективного использования материала нужно стремиться к увеличению размера фланцев в направлении оси корпуса и размещать материал по возможности ближе к контуру сечения, то есть выполнять фланцы полыми. Для снижения окружных напряжений можно расположить перегородки под углом к продольной радиальной плоскости. Наиболее эффективно равномерное расположение перегородок в окружном относительно оси корпуса направлении, при этом перегородки чередуются с полостями.During operation, the flanges are loaded in the area of the inner diameter with axial buoyancy force, respectively, from the nozzle block or front cover and the reactive pressure distributed over the surface of the pen from the shell side of the PCM of the bottom of the body. Under the influence of these two loads, the sections of the flanges are rotated (torsion of the ring line) by an angle of the order of one or two degrees. In order for the cross-sectional shape of the flanges to not change significantly under load, the cross-sections are supported by a set of partitions. As you know, the angle of rotation of the cross section of a circular ring and the maximum stresses acting in the circumferential direction are inversely proportional to the moment of inertia of the cross section of the ring relative to the axis parallel to the radius of the ring (V.T. Lizin, V.A. Pyatkin Design of thin-walled structures. - M.: Mechanical Engineering , 1994, p. 308). To increase the moment of inertia of the cross section of the flange, its contour can be made closed by introducing overlappings on the surfaces of the cavities facing the solid propellant body. In this case, the maximum stress values take place at the points of the contour of the cross section of the ring, farthest from the axis mentioned above, passing through the center of gravity of the cross section. From the formulas for the stresses and the angle of rotation of the cross section of the flange it follows that for the most efficient use of the material, it is necessary to strive to increase the size of the flanges in the direction of the axis of the housing and to place the material as close as possible to the contour of the section, that is, to make the flanges hollow. To reduce circumferential stresses, partitions can be positioned at an angle to the longitudinal radial plane. The most effective is the uniform arrangement of the partitions in a direction that is circumferential with respect to the axis of the housing, while the partitions alternate with the cavities.

Также важно, что указанное выше увеличение размера фланцев увеличивает плечо усилий взаимодействия фланца и корпуса соплового блока, что ведет к уменьшению этих усилий и облегчает обеспечение совместности деформирования фланца и корпуса сопла, необходимое для достижения требуемой жесткости соединительного узла.It is also important that the aforementioned increase in the size of the flanges increases the shoulder of the forces of interaction between the flange and the nozzle block body, which leads to a decrease in these forces and facilitates the compatibility of the deformation of the flange and the nozzle body necessary to achieve the required rigidity of the connecting unit.

На фиг. 1 схематично показано сечение продольной радиальной плоскостью заднего днища корпуса в зоне соединения с сопловым блоком, где приняты обозначения: 1 - обечайка из ПКМ днища корпуса; 2 - фланец корпуса РДТТ; 3 - корпус соплового блока; 4 - полость внутри фланца; 5 - шпилечное соединение фланца 2 с корпусом соплового блока 3; 6 - перекрытие, вваренное замкнутым сварным швом 7 со стороны поверхности фланца 2, обращенной внутрь корпуса РДТТ. На фиг. 2 показано сечение поперечной радиальной плоскостью (сечение А-А на фиг. 1) фланца 2 с корпусом соплового блока 3, где 8 - перегородка между полостями 4. На фиг. 3 показано сечение В-В (фиг. 2) перегородки 8 со шпилечным соединением 5.In FIG. 1 schematically shows a section along the longitudinal radial plane of the rear bottom of the housing in the zone of connection with the nozzle block, where the designations are accepted: 1 - shell from the PCM of the bottom of the housing; 2 - flange of the housing of the solid propellant rocket motor; 3 - nozzle block body; 4 - cavity inside the flange; 5 - hairpin connection of the flange 2 with the body of the nozzle block 3; 6 - overlap welded by a closed weld seam 7 from the side of the surface of the flange 2, facing the body of the solid propellant rocket motor. In FIG. 2 shows a cross section through a transverse radial plane (section AA in FIG. 1) of a flange 2 with a nozzle block housing 3, where 8 is a partition between cavities 4. In FIG. 3 shows a section BB (FIG. 2) of a partition 8 with a hairpin connection 5.

На фиг. 1 стрелка Т1 обозначает осевую составляющую, действующую на единицу длины в окружном направлении, равнодействующей сил реактивного давления на перо фланца 2 со стороны обечайки 1 днища корпуса. Стрелка Т2 обозначает аналогичную силу, действующую на фланец 2 со стороны корпуса соплового блока 3. Под действием момента сил Т1, Т2 сечения фланца 2 стремятся повернуться, что приводит к появлению реакций R1, R2, действующих со стороны корпуса соплового блока 3. При этом, чем больше плечо между силами R1 и R2, тем меньше величина этих сил, что способствует снижению массы соединительного узла в целом.In FIG. 1 arrow T 1 denotes the axial component acting per unit length in the circumferential direction, the resultant of the reaction pressure forces on the feather of the flange 2 from the side of the shell 1 of the bottom of the body. The arrow T 2 denotes a similar force acting on the flange 2 from the side of the nozzle block body 3. Under the action of the moment of forces T 1 , T 2, the sections of the flange 2 tend to rotate, which leads to reactions R 1 , R 2 acting from the side of the nozzle block body 3. Moreover, the larger the shoulder between the forces R 1 and R 2 , the smaller the magnitude of these forces, which helps to reduce the mass of the connecting node as a whole.

Перегородки 8 на фиг. 2 могут быть использованы для резьбовых соединений соплового блока 3 с фланцем 2 корпуса РДТТ (сечение В-В на фиг. 3).Partitions 8 in FIG. 2 can be used for threaded connections of the nozzle block 3 with the flange 2 of the solid propellant housing (section BB in FIG. 3).

При повороте сечения фланца 2 под действием момента сил Т1, Т2 в нем возникают окружные напряжения. В точках сечения, которые в результате поворота переходят на больший радиус, отсчитываемый от оси РДТТ, имеют место растягивающие окружные напряжения. В точках сечения, переходящих на меньший радиус, окружные напряжения сжимающие. При необходимости снизить окружные напряжения и угол поворота фланца 2 можно: во-первых, придать плоскости перегородок 8 окружную составляющую, то есть расположить перегородки 8 под углом к продольной радиальной плоскости, и, во-вторых, сделать контуры сечений фланца 2 замкнутыми путем введения перекрытий 6. Необходимые толщины перегородок 8 и перекрытий 6, углы наклона перегородок 8 к радиальным плоскостям должны выбираться на основе расчета напряженно-деформированного состояния фланца 2 совместно с корпусом соплового блока 3.When you rotate the cross section of the flange 2 under the action of the moment of forces T 1 , T 2 there are circumferential stresses in it. At the points of the cross section, which, as a result of rotation, pass to a larger radius, measured from the axis of the solid propellant rocket, tensile circumferential stresses take place. At the points of the section, passing to a smaller radius, the compressive stresses are circumferential. If necessary, to reduce the peripheral stresses and the angle of rotation of the flange 2, you can: firstly, give the plane of the partitions 8 a circumferential component, that is, place the partitions 8 at an angle to the longitudinal radial plane, and, secondly, make the contours of the sections of the flange 2 closed by introducing overlaps 6. The required thicknesses of the partitions 8 and floors 6, the angles of inclination of the partitions 8 to the radial planes should be selected based on the calculation of the stress-strain state of the flange 2 together with the body of the nozzle block 3.

Фланец описанной выше конструкции может быть изготовлен следующим образом. Внешний контур фланца 2 выполняется с помощью токарной обработки, внутренние полости 4 и перегородки 8 получаются фрезерованием со стороны поверхности фланца, обращенной внутрь корпуса РДТТ. Перекрытия 6 изготовляются отдельно из листовых заготовок и ввариваются замкнутым сварным швом 7 в окна, образованные контурами полостей 4.The flange of the construction described above can be made as follows. The outer contour of the flange 2 is performed by turning, the internal cavities 4 and partitions 8 are obtained by milling from the side of the flange surface, facing the inside of the solid propellant rocket motor. The overlap 6 is made separately from sheet blanks and welded with a closed weld seam 7 into the windows formed by the contours of the cavities 4.

Таким образом, предложенная конструкция жестких фланцев позволяет снизить массу корпуса РДТТ.Thus, the proposed design of rigid flanges can reduce the mass of the solid propellant rocket motor.

Claims (4)

1. Корпус ракетного двигателя на твердом топливе, содержащий днища из полимерного композиционного материала с жесткими фланцами, отличающийся тем, что внутри жестких фланцев выполнены полости, разграниченные между собой перегородками.1. The housing of a solid propellant rocket engine containing bottoms of a polymer composite material with rigid flanges, characterized in that cavities delimited by partitions are made inside the rigid flanges. 2. Корпус ракетного двигателя на твердом топливе по пункту 1, отличающийся тем, что перегородки чередуются с полостями равномерно в окружном относительно оси корпуса направлении.2. The housing of a solid propellant rocket engine according to claim 1, characterized in that the partitions alternate with the cavities uniformly in a direction circumferential with respect to the axis of the housing. 3. Корпус ракетного двигателя на твердом топливе по пункту 1, отличающийся тем, что перегородки между полостями расположены под углом к радиальной продольной плоскости.3. The housing of a solid propellant rocket engine according to paragraph 1, characterized in that the partitions between the cavities are located at an angle to the radial longitudinal plane. 4. Корпус ракетного двигателя на твердом топливе по пункту 1, отличающийся тем, что контуры сечений фланца имеют замкнутую форму.4. The housing of a solid propellant rocket engine according to paragraph 1, characterized in that the contours of the sections of the flange are closed.
RU2016135873U 2016-09-05 2016-09-05 Solid fuel rocket engine housing RU173608U1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016135873U RU173608U1 (en) 2016-09-05 2016-09-05 Solid fuel rocket engine housing

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016135873U RU173608U1 (en) 2016-09-05 2016-09-05 Solid fuel rocket engine housing

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU173608U1 true RU173608U1 (en) 2017-09-01

Family

ID=59798406

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016135873U RU173608U1 (en) 2016-09-05 2016-09-05 Solid fuel rocket engine housing

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU173608U1 (en)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3088273A (en) * 1960-01-18 1963-05-07 United Aircraft Corp Solid propellant rocket
US4807531A (en) * 1987-10-16 1989-02-28 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Contemporary composite polar boss
US5570573A (en) * 1994-07-08 1996-11-05 Societe Europeene De Propulsion Combustion chamber for a thruster with a sealed connection between an end wall and a composite tubular structure
WO2004085252A2 (en) * 2003-03-28 2004-10-07 Mojave Aerospace Ventures, Llc Unitized hybrid rocket system
RU2244146C1 (en) * 2003-05-28 2005-01-10 Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" Solid-propellant rocket engine

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3088273A (en) * 1960-01-18 1963-05-07 United Aircraft Corp Solid propellant rocket
US4807531A (en) * 1987-10-16 1989-02-28 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Contemporary composite polar boss
US5570573A (en) * 1994-07-08 1996-11-05 Societe Europeene De Propulsion Combustion chamber for a thruster with a sealed connection between an end wall and a composite tubular structure
WO2004085252A2 (en) * 2003-03-28 2004-10-07 Mojave Aerospace Ventures, Llc Unitized hybrid rocket system
RU2244146C1 (en) * 2003-05-28 2005-01-10 Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" Solid-propellant rocket engine

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Kumar et al. Evaluation of plastic bonded explosive (PBX) formulations based on RDX, aluminum, and HTPB for underwater applications
US3256819A (en) Gas generator
US6422514B1 (en) Common bulkhead cryogenic propellant tank
US4664035A (en) Missile warheads
RU173608U1 (en) Solid fuel rocket engine housing
RU197021U1 (en) POWER STRUCTURE OF SPACE VEHICLE HOUSING
CN102046461B (en) Cruciform tail control surfaces of undersea vehicle
Florence Annular plate under a transverse line impulse
ES2663863T3 (en) Container for housing and storing liquids and viscous substances, in particular cryogenic fluids, and their manufacturing process, as well as their use
CA2534491A1 (en) Cylindrical hull structural arrangement
US3742856A (en) Advanced continuous warhead
EA017191B1 (en) Hollow blade of a ship propeller
RU2545222C1 (en) Collapsible cap of launch tube
RU2720526C1 (en) Internal combustion engine "normas" n 34
US1013024A (en) Method of and apparatus for constructing hulls of vessels.
US2422720A (en) Rocket projectile
Adadurov et al. Mach reflection parameters for plexiglas cylinders
RU2789251C1 (en) Cylindrical housing of the booster compartment
US1302982A (en) Assigrnor to crucible
Seleim et al. Theoretical and experimental results on the post-buckling of ring-stiffened cylinders
US236669A (en) burg-ess
RU2514869C1 (en) Device to produce diamonds
US1308181A (en) leavitt
US1290259A (en) Submarine.
Raudsandmoen et al. Development of motor case structure for ARIANE 5 Booster Separation Motors

Legal Events

Date Code Title Description
MM9K Utility model has become invalid (non-payment of fees)

Effective date: 20180906