RU2079689C1 - Solid-propellant rocket engine for guided projectile and solid propellant ignitor - Google Patents

Abstract

FIELD: rocket engineering. SUBSTANCE: solid-propellant rocket engine guided projectile has a case with nozzles, ignitor, powder cartridge with after-burning section and central passage, and is provided with exhaust gas cleaner made in the form of blind sectional cavities formed with pyramidal truncated projections. Small bases of the projections are placed in parallel to outer surface of the afterburning section. Large bases are placed just opposite the nozzles. A tube is placed inside the passage of the powder cartridge. The tube is coated with a material with low heat transfer coefficient. Thermal- resistant plastic may be used as the material. As this takes place tube O. D. is 0.8 - 0.9 central passage diameter. Solid propellant ignitor of the rocket engine has the after- burning chamber with outlets placed on the side of engine bottom. The outlets are filled with ignition powder pellets and initiating composition linked to the central passage of the powder cartridge through radial passages. EFFECT: low smoking up. 2 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработке твердотопливных ракетных двигателей для управляемых снарядов, выстреливаемых из ствола артиллерийского орудия, где требуется малая задымленность трассы дымовым шлейфом ракетного двигателя. The invention relates to rocket technology and can be used in the development of solid propellant rocket engines for guided missiles fired from the barrel of an artillery gun, where a small smokiness of the track requires a smoke plume of the rocket engine.

Известен ракетный двигатель твердого топлива для снаряда, выстреливаемого из ствола. Этот двигатель содержит камеру сгорания, образованную цилиндрической оболочкой, полученной путем намотки пропитанных нитей, заряд твердого ракетного топлива и центральный сердечник, закрепленный во фланце снаряда с помощью основания. Часть сердечника выполнена в форме двух усеченных конусов, которая в сочетании с оболочкой образует кольцевое реактивное сопло. При этом наружными стенками двигатель скреплен с наружной поверхностью основания снаряда [1]
Описанный двигатель используется для разгона снаряда в стволе без метательного заряда, за счет только реактивной силы, что снижает начальную скорость снаряда и эффективность использования порохового заряда.Known rocket engine of solid fuel for a projectile fired from a barrel. This engine contains a combustion chamber formed by a cylindrical shell obtained by winding impregnated threads, a charge of solid rocket fuel and a central core fixed to the shell flange using a base. Part of the core is made in the form of two truncated cones, which in combination with the shell forms an annular jet nozzle. In this case, the outer walls of the engine are bonded to the outer surface of the base of the projectile [1]
The described engine is used to disperse the projectile in the barrel without a propellant charge, due to only reactive force, which reduces the initial velocity of the projectile and the efficiency of the use of the powder charge.

Известен также воспламенитель ракетного двигателя, устанавливаемый в канале его сопла. Этот воспламенитель содержит опорные элементы, контактирующие с сужающейся и расширяющейся частями сопла. С целью обеспечения возможности в любой момент установки и удаления воспламенителя с улучшением условий воспламенения заряда, устройство снабжено разрушающимся элементом и радиально раздвигающимися наружными крепежными элементами. При этом внутренний элемент удерживает наружные крепежные элементы в раздвинутом положении. Воспламенитель выполняет одновременно функции заглушки, герметизирующей сопловое отверстие двигателя [2]
Однако, эффективность зажжения порохового заряда таким воспламенителем имеет низкую надежность из-за выброса части навески воспламенительного состава вместе с заглушкой (корпусом) сопла при его вскрытии.Also known igniter rocket engine installed in the channel of its nozzle. This igniter contains support elements in contact with the tapering and expanding parts of the nozzle. In order to ensure the possibility of installing and removing the igniter at any time with an improvement in the conditions of ignition of the charge, the device is equipped with a collapsing element and radially extendable external fasteners. In this case, the inner element holds the outer fasteners in an extended position. The igniter simultaneously serves as a plug sealing the nozzle hole of the engine [2]
However, the efficiency of ignition of a powder charge by such an igniter has low reliability due to the ejection of a portion of a portion of the igniter composition together with the nozzle plug (body) when it is opened.

Кроме того, вышеприведенные конструкции ракетного двигателя твердого топлива и воспламенителя не обеспечивают малую задымленность траектории полета управляемого снаряда, что в свою очередь снижает видимость цели и ведет к промаху. In addition, the above designs of the solid fuel rocket engine and igniter do not provide a small smokiness of the trajectory of the guided projectile, which in turn reduces the visibility of the target and leads to miss.

Известен способ снижения дымообразования при работе твердотопливного ракетного двигателя, образующихся при абляции и пиролизе инертных компонентов конструкции. Заключается этот способ в введении в состав теплоизоляционного покрытия двуокиси тиомочевины. При этом наблюдается очень быстрое прекращение дыма после сгорания порохового заряда [3]
Этот способ обеспечивает снижение задымленности трассы при воспламенении и горении порохового заряда двигателя.A known method of reducing smoke generation during operation of a solid rocket engine formed during ablation and pyrolysis of inert components of the structure. This method consists in introducing thiourea dioxide into the thermal insulation coating. In this case, there is a very rapid cessation of smoke after combustion of the powder charge [3]
This method provides a reduction in the smoke of the route during ignition and combustion of the powder charge of the engine.

Анализ уровня техники в данной области показал, что известен ракетный двигатель твердого топлива [4] и воспламенитель [5] наиболее близкие по решаемой технической задаче, являющиеся прототипом предложенной конструкции. An analysis of the state of the art in this field showed that a solid propellant rocket engine [4] and an igniter [5] are closest in terms of the technical problem being solved, which are the prototype of the proposed design.

Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус с соплами, в котором размещен твердотопливный пороховой заряд. Крепление заряда обеспечивается оболочкой подвески, размещенной между боковой поверхностью заряда и внутренней стенкой камеры. Оболочка закреплена с помощью радиальных кольцевых зон и проходит через слой изоляции на внутренней стороне корпуса и через слой бронировки на наружной поверхности заряда [4]
Воспламенитель ракетного двигателя твердого топлива представляет собой форсажную камеру с отводами, содержащими таблетки из воспламенительной смеси. Через радиальные каналы отводы сообщаются с продольным каналом порохового заряда. Воспламенитель размещен в области дна двигателя [5]
Описанные конструкции ракетного двигателя твердого топлива и воспламенителя не позволяют обеспечить необходимую прозрачность выхлопных продуктов сгорания ракетного двигателя в момент воспламенения и на установившемся режиме его работы.The solid fuel rocket engine comprises a housing with nozzles in which a solid propellant powder charge is placed. The charge is secured by a suspension shell located between the side surface of the charge and the inner wall of the chamber. The shell is fixed using radial annular zones and passes through an insulation layer on the inside of the case and through a layer of armor on the outer surface of the charge [4]
The ignitor of a rocket engine of solid fuel is an afterburner with taps containing tablets from the igniter mixture. Through radial channels, the taps communicate with the longitudinal channel of the powder charge. The igniter is located in the bottom of the engine [5]
The described designs of the rocket engine of solid fuel and the igniter do not allow to provide the necessary transparency of the exhaust products of the combustion of the rocket engine at the time of ignition and at a steady state of its operation.

Предлагается ракетный двигатель твердого топлива управляемого снаряда, содержащий корпус с соплами, воспламенитель, пороховую шашку с форсажным участком и центральным каналом, в котором двигатель снабжен узлом очистки выхлопных газов, выполненный в виде глухих сборных полостей, образованных дополнительно предусмотренными усеченными пирамидальными выступами, малые основания которых расположены параллельно наружной поверхности форсажного участка, а большие напротив сопел, корпусом двигателя и уплотнительным кольцом в сторону действия полетных перегрузок, а внутри канала пороховой шашки расположена трубка, покрытая материалом с низким коэффициентом теплопроводности в виде, например, термостойкой пластмассы, при этом наружный диаметр трубки составляет 0,8-0,9 диаметра центрального канала. A rocket engine for guided projectile solid fuel is proposed, comprising a housing with nozzles, an igniter, a powder checker with an afterburner and a central channel, in which the engine is equipped with an exhaust gas treatment unit made in the form of blind prefabricated cavities formed by additionally provided truncated pyramidal protrusions, small bases of which located parallel to the outer surface of the afterburner, and large opposite the nozzles, the engine housing and the sealing ring in the direction of action Ia flight overloads and within the channel checkers propellant tube is coated with a material with low thermal conductivity in the form of, for example, heat resistant plastic, the outer diameter of the tube is 0.8-0.9 central channel diameter.

Предлагается также воспламенитель твердотопливного заряда ракетного двигателя, содержащий, расположенную со стороны дна двигателя, форсажную камеру с выходными отверстиями, заполненными воспламенительными пороховыми таблетками и инициирующим составом, связанными с центральным каналом пороховой шашки двигателя радиальными каналами, электровоспламенитель, причем в форсажной камере концентрично оси двигателя предусмотрены выемки, заполненные воспламенительными таблетками, и торроидальное гнездо с инициирующим составом, выемки между собой и с торроидальным гнездом соединены дугообразными каналами, при этом выходные отверстия выполнены наклонными к оси двигателя и ориентированными в зазор между внутренней поверхностью пороховой шашки и центральной трубкой двигателя. A rocket engine solid fuel charge igniter is also proposed, comprising an afterburner located on the bottom of the engine with outlet openings filled with igniter powder pellets and an initiating composition associated with the central channel of the engine powder checker with radial channels, an electric igniter, and in the afterburner concentric with the engine axis recesses filled with igniter tablets and a torroid socket with an initiating composition, recesses between They are connected by arcuate channels to themselves and to the torroid socket, while the outlet openings are made inclined to the axis of the engine and oriented into the gap between the inner surface of the powder block and the central tube of the engine.

Это позволит обеспечить необходимую прозрачность выхлопных газов ракетного двигателя на твердом топливе во время воспламенения и на установившемся режиме для управления снарядом. This will provide the necessary transparency of the exhaust gases of a solid fuel rocket engine during ignition and at steady state for controlling the projectile.

Конструкция ракетного двигателя твердого топлива управляемого снаряда и воспламенителя поясняется чертежами, где на фиг. 1 изображен общий вид твердотопливного двигателя в разрезе; на фиг. 2 размер по А-О-А фиг. 1; на фиг. 3 разрез по Б-Б на фиг. 1 (воспламенитель в разрезе). The design of a solid propellant rocket engine of a guided projectile and an igniter is illustrated by drawings, where in FIG. 1 shows a sectional view of a solid fuel engine; in FIG. 2 size according to A-O-A of FIG. one; in FIG. 3 a section along BB in FIG. 1 (sectional igniter).

Ракетный двигатель содержит корпус 1 с соплами 2, пороховую шашку 3 с центральным каналом 4 и донный воспламенитель 5. Пороховая шашка покрыта по наружной поверхности бронировкой и имеет форсажный участок 6 в виде конического оголенного участка шашки. Внутри двигателя, напротив каждого соплового отверстия и соосно ему, расположены выступы 7, выполненные в виде усеченных пирамид. Малые основания 8 этих пирамид параллельны наружной поверхности форсажного участка 6 пороховой шашки. Выступы 7 и корпус 1 образуют глухие сборные полости 9, ограниченные уплотнительным кольцом 10 в сторону действия полетных перегрузок. В канале 4 размещена центральная трубка 11, покрытая снаружи, адсорбирующим твердые пороховые частицы материалом 12, с низким коэффициентом теплопроводности, например, термостойкой пластмассой марки АГ-4. При этом наружный диаметр трубки составляет 0,8-0,9 диметра канала шашки. Трубка закреплена на сопловом днище 13 двигателя. The rocket engine comprises a housing 1 with nozzles 2, a powder checker 3 with a central channel 4 and a bottom igniter 5. The powder checker is covered on the outer surface with an armor and has an afterburner section 6 in the form of a conical bare section of the checker. Inside the engine, opposite each nozzle hole and aligned with it, there are protrusions 7 made in the form of truncated pyramids. Small bases 8 of these pyramids are parallel to the outer surface of the afterburner section 6 of the powder checkers. The protrusions 7 and the housing 1 form a blind prefabricated cavity 9, limited by the sealing ring 10 in the direction of flight overloads. In the channel 4 there is a central tube 11 coated on the outside with a material 12 absorbing solid powder particles, with a low coefficient of thermal conductivity, for example, heat-resistant plastic grade AG-4. In this case, the outer diameter of the tube is 0.8-0.9 of the diameter of the channel checkers. The tube is mounted on the nozzle bottom 13 of the engine.

Воспламенитель 5 твердотопливного заряда ракетного двигателя закреплен пружинным кольцом 14 и содержит расположенную со стороны дна двигателя форсажную камеру 15 с выходными отверстиями 16. В форсажной камере концентрично продольной оси двигателя образованы выемки 17, заполненные таблетками 18, и торроидальное гнездо 19, заполненное инициирующим составом 20, поджиг которого осуществляется электровоспламенителем 21. Выемки между собой и с торроидальным гнездом соединены дугообразными каналами 22, а с выходными отверстиями 16 радиальными каналами 23. Выходные отверстия выполнены наклонными к оси двигателя и ориентированы в зазор 24 между каналом шашки 4 и центральной трубкой 11. The ignitor 5 of the solid propellant charge of the rocket engine is secured by a spring ring 14 and contains an afterburner chamber 15 located at the bottom of the engine with outlet holes 16. In the afterburner chamber recesses 17 are formed in the concentric longitudinal axis of the engine, filled with tablets 18, and a toroidal socket 19 filled with initiating composition 20, the ignition of which is carried out by an electric igniter 21. The recesses are connected to each other and to the toroidal socket by arcuate channels 22, and to the exit openings 16 by a radial channel E 23. The outlet openings are inclined to the axis of the engine and oriented in a gap 24 between the channel checkers 4 and the central tube 11.

Работа описанного устройства заключается в следующем. The operation of the described device is as follows.

При подаче электрического импульса срабатывает электровоспламенитель 21, форсом пламени которого поджигается инициирующий состав 20. Пороховые газы воспламенителя из торроидального гнезда 19 через дуговые каналы 22 с большой скоростью попадают в выемки 17, где происходит их внезапное расширение. При этом за счет внезапного расширения газа и дугового расположения каналов твердые частицы газа, составляющие основную часть задымленности трассы полета, сепарируются и догорают в выемках 17, и во внутреннюю полость двигателя попадают практически без твердых частиц через выходные отверстия 16. Эти газы поджигают пороховую шашку 3 по каналу 4 и форсажному участку 6. При этом, благодаря ориентированного размещения выходных отверстий 23 внутри канала пороховой шашки, достигается адсорбция на поверхности трубки 11 твердых несгоревших частиц пороха. Поверхность трубки обеспечивает накопление твердых частиц без их скола движущимися пороховыми газами по мере их накопления, а зазор между поверхностью канала шашки и трубки, диаметр которой составляет 0,8-0,9 диаметра канала, обеспечивает максимальный отбор твердых частиц без изменения внутрибаллистических характеристик. При дальнейшем перемещении пороховые газы от сгорания заряда перед тем, как попасть в сопла 2 попадают на выступ 7. Этими выступами, имеющими наклонные поверхности боковых образующих пирамид, интенсивно перемешиваются струм пороховых газов, истекающих из канала шашки и с наружной поверхности ее форсажного участка 6.Параллельное расположение выступов и форсажного участка шашки обеспечивает перемешивание всего потока газов и интенсивное дожигание несгоревших частиц. Кроме того, такое расположение позволяет обеспечить сбор твердых частиц в глухих полостях 9, ограниченных в сторону направления полетных перегрузок уплотнительным кольцом 10. Твердые частицы собираются в глухих полостях за счет сил инерции под действием полетных перегрузок при работе ракетного двигателя. When an electrical impulse is applied, an electric igniter 21 is triggered, with a flame force which ignites the initiating composition 20. The powder gases of the igniter from the torroid socket 19 pass through the arc channels 22 into the recesses 17, where they suddenly expand. In this case, due to the sudden expansion of the gas and the arc arrangement of the channels, the solid gas particles that make up the bulk of the smoke of the flight path are separated and burn out in the recesses 17, and practically no solid particles enter the internal cavity of the engine through the outlet openings 16. These gases ignite the powder bomb 3 along channel 4 and afterburner section 6. Moreover, due to the oriented placement of the outlet openings 23 inside the channel of the powder bombs, adsorption on the surface of the tube 11 of solid unburned particles by Rocha. The surface of the tube ensures the accumulation of solid particles without cleavage by moving powder gases as they accumulate, and the gap between the surface of the channel of the checker and tube, the diameter of which is 0.8-0.9 of the diameter of the channel, ensures maximum selection of solid particles without changing the ballistic characteristics. With further movement of the powder gases from the combustion of the charge, before entering the nozzles 2, they fall onto the protrusion 7. These protrusions, which have inclined surfaces of the side forming pyramids, intensively mix the jets of powder gases flowing out of the checker channel and from the outer surface of its afterburner section 6. The parallel arrangement of the protrusions and the afterburner section of the checker provides mixing of the entire gas stream and intensive afterburning of unburned particles. In addition, this arrangement allows the collection of solid particles in the blind cavities 9, limited to the direction of flight overloads by the sealing ring 10. Solid particles are collected in the blind cavities due to inertia under the influence of flight overloads when the rocket engine is operating.

Как показали проведенные испытания, конструкция твердотопливного ракетного двигателя для управляемого снаряда и воспламенителя обеспечивает эффективное снижение задымленности трассы шлейфом продуктов сгорания и позволяют сопровождать цель, например, в виде танка не необходимую дальность для ее поражения. As the tests showed, the design of a solid propellant rocket engine for a guided projectile and an igniter provides an effective reduction in the smoke of the route by a loop of combustion products and allows tracking the target, for example, in the form of a tank, the required range for its destruction.

Claims (2)

1. Ракетный двигатель твердого топлива управляемого снаряда, содержащий корпус с соплами, воспламенитель, вкладной заряд твердого топлива с центральным каналом и размещенной в нем трубкой, сопловую заглушку, отличающийся тем, что двигатель снабжен узлом очистки выхлопных газов, выполненным в виде глухих сборных полостей, образованных дополнительно предусмотренными усеченными пирамидальными выступами, малые основания которых расположены параллельно наружной конической поверхности форсажного участка шашки, а большие напротив сопел, корпусом двигателя и уплотнительным кольцом в сторону действия полетных перегрузок, а расположенная внутри канала пороховой шашки трубка покрыта материалом с низким коэффициентом теплопроводности в виде, например, термостойкой пластмассы, при этом наружный диаметр трубки составляет 0,8 0,9 диаметра центрального канала. 1. A rocket engine of solid fuel of a guided projectile, comprising a housing with nozzles, an igniter, a separate charge of solid fuel with a central channel and a tube placed in it, a nozzle plug, characterized in that the engine is equipped with an exhaust gas purification unit made in the form of blind assembly cavities, formed by additionally provided truncated pyramidal protrusions, the small bases of which are parallel to the outer conical surface of the afterburner section of the checker, and the large ones opposite the nozzles, rpusom engine and the sealing ring in the direction of action of the flight accelerations, and is located within the channel checkers tube powder material coated with a low coefficient of thermal conductivity in the form of, for example, heat resistant plastic, the outer diameter of the tube is 0.8 to 0.9 diameter of the central channel. 2. Воспламенитель твердотопливного заряда ракетного двигателя, содержащий расположенную со стороны дна двигателя форсажную камеру с отверстиями тороидальной формы, заполненными воспламенительными пороховыми таблетками и инициирующим составом, связанными с центральным каналом пороховой шашки двигателя радиальными каналами, электровоспламенитель, отличающийся тем, что в форсажной камере концентрично оси двигателя образованы выемки, заполненные воспламенительными таблетками, и торроидальное гнездо с инициирующим составом, при этом выемки между собой и с торроидальным гнездом соединены дугообразными каналами, а выходные отверстия выполнены наклонными к оси двигателя и ориентированными в зазор между внутренней поверхностью пороховой шашки и центральной трубкой двигателя. 2. The ignitor of the solid propellant charge of the rocket engine, containing an afterburner chamber located on the bottom of the engine with toroidal holes filled with igniter powder pellets and an initiating composition associated with the central channel of the engine gun powder by radial channels, an electric ignitor, characterized in that the axis of the afterburner is concentric with the axis the engine formed a recess filled with igniter tablets, and a toroidal socket with an initiating composition, while the recesses between themselves and with the torroid socket are connected by arcuate channels, and the outlet openings are inclined to the axis of the engine and oriented into the gap between the inner surface of the powder block and the central tube of the engine.

Images