RU2153093C1

RU2153093C1 - Solid-propellant rocket engine

Info

Publication number: RU2153093C1
Application number: RU98122255A
Authority: RU
Inventors: М.И. Соколовский; Е.И. Иоффе; С.В. Лянгузов; М.А. Налобин; С.В. Огнев; А.И. Тодощенко; Я.К. Шляпин
Original assignee: Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра"
Priority date: 1998-12-07
Filing date: 1998-12-07
Publication date: 2000-07-20

Abstract

FIELD: rocketry; manufacture of restartable engines with thrust cut-off. SUBSTANCE: engine includes casing, nozzle, charge, ignition devices and quenching unit consisting of sleeve with differential piston dividing this sleeve into above-piston and under-piston cavities; it is fixed with lock; under-piston cavity of sleeve contains working fluid. Side cylindrical surface of sleeve is provided with ports on side of above-piston cavity; under-piston cavity of sleeve has drain hole made in differential piston or in sleeve. Engine is provided with receiver connected with drain hole. Receiver is connected with gas duct of nozzle through check valve. Receiver is made in differential piston. Under-piston cavity is provided with baffle plate mounted on sleeve (or on differential piston) which forms hydraulic brake together with drain hole. EFFECT: improved power and mass characteristics of engine due to reduction of its mass. 5 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании РДТТ многоразового включения. The invention relates to rocket technology and can be used to create solid-state solid propellant rocket engines.

Известно, что при маневрировании космических летательных аппаратов (КЛА) (например, при переходе с орбиты на орбиту), требуется многократное включение ракетного двигателя. Если в качестве двигателя КЛА применяется РДТТ, то проблема многократного включения сводится к многократному гашению РДТТ, конструкция которого допускает повторный запуск двигателя после гашения. Узел гашения может быть выполнен в виде системы впрыска жидкого охладителя или в виде устройства вскрытия окон на корпусе РДТТ. Настоящее изобретение посвящено разработке двигателя многократного включения с узлом гашения посредством вскрытия окон. It is known that when maneuvering spacecraft (KLA) (for example, when moving from orbit to orbit), multiple rocket engine activation is required. If a solid propellant rocket motor is used as a solid propellant rocket motor, then the problem of repeated switching on is reduced to multiple quenching of the solid propellant rocket motor, the design of which allows the engine to restart after quenching. The extinguishing unit can be made in the form of an injection system for a liquid cooler or in the form of a window opening device on a solid propellant rocket motor housing. The present invention is devoted to the development of a multiple engagement engine with a blanking unit by opening windows.

При многократном гашении двигателя посредством вскрытия окон должны обеспечиваться следующие условия:
- суммарная проходная площадь окон должна существенно (в десятки раз) превышать площадь критического сечения сопла;
- время вскрытия окон должно быть минимальным (не более 0,003 - 0,010 с);
- устройство вскрытия окон должно выдерживать большие динамические (ударные) нагрузки и обеспечивать плавное торможение заслонки, обладающей большой кинетической энергией:
- устройство вскрытия должно возвращать двигатель в исходное состояние, обеспечивающее возможность повторного запуска.With multiple extinguishing of the engine by opening the windows, the following conditions must be provided:
- the total passage area of the windows should significantly (tens of times) exceed the area of the critical section of the nozzle;
- the time for opening windows should be minimal (not more than 0.003 - 0.010 s);
- the window opening device must withstand large dynamic (shock) loads and provide smooth braking of the damper with high kinetic energy:
- The tamper must return the engine to its original state, allowing restarting.

Условия гашения двигателя обеспечивает устройство выключения тяги РДТТ перемещением сопла по коническим болтам [Шишков А.А. и др. Рабочие процессы в ракетных двигателях твердого топлива: Справочник. - М.: Машиностроение, 1988. - 240 с: ил. Рис. 1.16., с. 40]. А также устройство для отсечки тяги - патент РФ 2088788. В качестве недостатка указанных устройств можно назвать то, что они не предусматривают возвращение двигателя (сопла) в исходное состояние, обеспечивающее возможность повторного запуска. The engine damping conditions are provided by the device for disabling the solid propellant thrust by moving the nozzle along the conical bolts [Shishkov A.A. et al. Workflows in solid propellant rocket engines: A Handbook. - M.: Mechanical Engineering, 1988 .-- 240 s: ill. Fig. 1.16., P. 40]. And also a device for cutting off thrust is a patent of the Russian Federation 2088788. As a drawback of these devices, they can not be called that they do not provide for the return of the engine (nozzle) to its original state, which allows restarting.

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому положительному эффекту к предлагаемому изобретению является ракетный двигатель твердого топлива (Патент N 2100635), содержащий корпус, сопло, воспламенитель, заряд и узел гашения, состоящий из стакана, установленного в нем с возможностью осевого перемещения дифференциального поршня, жидкости, находящейся в подпоршневой полости стакана. Сопло выполнено в дифференциальном поршне узла гашения, зафиксированном относительно стакана пирозамком. The closest in technical essence and the achieved positive effect to the proposed invention is a solid fuel rocket engine (Patent N 2100635), comprising a housing, nozzle, igniter, charge and extinguishing unit, consisting of a glass mounted in it with the possibility of axial movement of the differential piston, liquid located in the sub-piston cavity of the glass. The nozzle is made in the differential piston of the blanking unit, fixed relative to the glass with a pyrozam.

Недостатком рассматриваемой конструкции является то, что при гашении расходуется порция жидкости, впрыскиваемой в камеру сгорания. Если двигатель включается и гасится несколько раз (3 - 4 и более), то хранение нескольких порций жидкости и системы ее подачи на борту летательного аппарата увеличивает массу двигательной установки. The disadvantage of this design is that during extinguishing, a portion of the liquid injected into the combustion chamber is consumed. If the engine turns on and turns off several times (3-4 times or more), then storing several portions of the liquid and its supply system on board the aircraft increases the mass of the propulsion system.

Технической задачей изобретения является повышение энергомассовых характеристик двигателя за счет снижения массы расходуемых материалов. An object of the invention is to increase the energy-mass characteristics of the engine by reducing the mass of consumables.

Сущность изобретения заключается в том, что в известном ракетном двигателе твердого топлива, содержащем корпус, заряд, устройство воспламенения и узел гашения, состоящий из стакана, установленного в нем с возможностью продольного перемещения дифференциального поршня, разделяющего стакан на надпоршневую и подпоршневую полости и зафиксированного замком фиксации, рабочей жидкости, находящейся в подпоршневой полости стакана, на боковой цилиндрической поверхности стакана со стороны надпоршневой полости выполнены окна, а подпоршневая полость стакана имеет сливное отверстие. Двигатель снабжен ресивером, связанным со сливным отверстием. Ресивер связан через обратный клапан с газовым трактом сопла. Ресивер выполнен в дифференциальном поршне. На стакане (или на дифференциальном поршне) выполнен козырек, образующий в совокупности со сливным отверстием гидротормоз. The essence of the invention lies in the fact that in the known rocket engine of solid fuel, comprising a housing, a charge, an ignition device and an extinguishing unit, consisting of a cup mounted therein with the possibility of longitudinal movement of a differential piston that separates the cup into a supra-piston and under-piston cavity and is fixed by a locking lock , the working fluid located in the under-piston cavity of the glass, on the lateral cylindrical surface of the glass from the side of the over-piston cavity, windows are made, and the under-piston floor the spine of the glass has a drain hole. The engine is equipped with a receiver associated with a drain hole. The receiver is connected through a check valve to the gas path of the nozzle. The receiver is made in a differential piston. A visor is made on the glass (or on the differential piston), which forms a hydraulic brake in conjunction with the drain hole.

Технический результат достигается за счет того, что гашение двигателя предложенным устройством не требует расходуемых материалов. В каждом цикле работы двигателя используется перетекание одной и той же порции жидкости в двух направлениях:
- при гашении перетекание жидкости из гидравлической подпоршневой полости в ресивер управляет динамикой движения дифференциального поршня;
- при возврате двигателя в исходное состояние обратное перетекание рабочей жидкости из ресивера в гидравлическую подпоршневую полость обеспечивает возврат дифференциального поршня, сопровождаемый закрытием окон, блокировкой узла фиксации, герметизацией двигателя.The technical result is achieved due to the fact that the quenching of the engine of the proposed device does not require consumable materials. In each cycle of the engine, the flow of the same portion of the liquid in two directions is used:
- when extinguishing, fluid flow from the hydraulic piston cavity into the receiver controls the dynamics of the differential piston;
- when the engine returns to its initial state, the backflow of the working fluid from the receiver into the hydraulic piston cavity ensures the return of the differential piston, accompanied by the closing of the windows, blocking of the fixing unit, and sealing of the engine.

Предлагаемое настоящим изобретением техническое решение неизвестно из патентной и технической литературы. The technical solution proposed by the present invention is unknown from the patent and technical literature.

Изобретение поясняется следующими чертежами:
на фиг. 1. показан продольный разрез двигателя в исходном положении узла гашения;
на фиг. 2 показан продольный разрез двигателя в момент, соответствующий концу гашения (окна открыты), а также соответствующий началу возврата дифференциального поршня в исходное состояние.The invention is illustrated by the following drawings:
in FIG. 1. shows a longitudinal section of the engine in the initial position of the blanking unit;
in FIG. 2 shows a longitudinal section of the engine at the moment corresponding to the end of the quenching (windows are open), as well as corresponding to the beginning of the return of the differential piston to its original state.

Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус 1, заряд 2 и узел гашения. Узел гашения состоит из стакана 3 и установленного в нем с возможностью продольного перемещения дифференциального поршня 4, разделяющего полость стакана 3 на подпоршневую 5 и надпоршневую 6 полости. В подпоршневой полости 5 находится рабочая жидкость 7. Надпоршневая полость 6 изолирована от полости корпуса 1 посредством узла герметизации 8. На боковой цилиндрической поверхности стакана 3 со стороны надпоршневой полости 6 выполнены окна 9, суммарная проходная площадь которых в десятки раз превышает площадь критического сечения сопла 10, выполненного в дифференциальном поршне 4. Подпоршневая полость 5 имеет сливное отверстие 11, которое может быть выполнено в дифференциальном поршне 4 или в стакане 3. Сливное отверстие 11 сообщает подпоршневую полость 5 с ресивером 12, который может быть выполнен в дифференциальном поршне 4 или расположен вне двигателя (например, на внешней поверхности стакана 3). Ресивер 12 газосвязан через обратный клапан 13 с раструбом сопла 10. В ресивере 12 размещена эластичная мембрана 14, разделяющая ресивер 12 на жидкостную и газовую полости. В процессе хранения и предстартовой подготовки давление во всех полостях двигателя равно нулю. Со стороны подпоршневой полости 5 на стакане 3 (или на дифференциальном поршне 4, в случае, если сливное отверстие 11 выполнено на стакане 3) выполнен козырек 15. Дифференциальный поршень 4 относительно стакана 3 зафиксирован замком фиксации, снабженным возвратными элементами 16. Этот замок может быть выполнен, например, в виде шарикового замка. В стакане 3 выполнены радиальные отверстия, в которые с возможностью радиального перемещения установлены шарики 17 (или кулачки), входящие в канавку 18, выполненную на дифференциальном поршне 4, и контактирующие с кольцом 19, установленным с возможностью продольного перемещения на стакане 3. На внутренней цилиндрической поверхности кольца 19 выполнена трапециевидная проточка 20. Кольцо 19 имеет возвратные элементы 16 в виде пружин, удерживающих кольцо 19 в исходном положении. На кольце 19 по окружности установлено несколько пиропатронов 21, сообщенных с полостью 22, которая в исходном положении кольца 19 является герметичной. Герметичность обеспечивается тем, что отверстия 23 в исходном положении перекрыты. Устройства воспламенения выполнены в виде нескольких пусковых камер 24, установленных на заднем фланце корпуса 1 вокруг стакана 3 (между окнами 9 на стакане 3). Каждая пусковая камера 24 снабжена теплозащитной заглушкой. A solid fuel rocket engine comprises a housing 1, a charge 2, and a quenching assembly. The quenching unit consists of a cup 3 and a differential piston 4 mounted therein with the possibility of longitudinal movement, dividing the cavity of the cup 3 into a sub-piston 5 and a supra-piston 6 cavity. In the under-piston cavity 5 is a working fluid 7. The supra-piston cavity 6 is isolated from the cavity of the housing 1 by means of a sealing unit 8. On the lateral cylindrical surface of the cup 3, the windows 9 are made on the side of the supra-piston cavity 6, the total passage area of which is ten times greater than the critical section of the nozzle 10 made in the differential piston 4. The piston cavity 5 has a drain hole 11, which can be made in the differential piston 4 or in the glass 3. The drain hole 11 communicates a piston a cavity 5 with a receiver 12, which can be made in the differential piston 4 or located outside the engine (for example, on the outer surface of the glass 3). The receiver 12 is gas-connected through a non-return valve 13 with the socket of the nozzle 10. An elastic membrane 14 is placed in the receiver 12 that separates the receiver 12 into a liquid and gas cavity. During storage and prelaunch preparation, the pressure in all engine cavities is zero. From the side of the sub-piston cavity 5 on the cup 3 (or on the differential piston 4, if the drain hole 11 is made on the cup 3) a visor 15 is made. The differential piston 4 relative to the cup 3 is fixed by a locking lock provided with return elements 16. This lock can be made, for example, in the form of a ball lock. Radial openings are made in the glass 3, in which balls 17 (or cams) are installed with the possibility of radial movement, which enter the groove 18 made on the differential piston 4 and in contact with the ring 19 mounted for longitudinal movement on the glass 3. On the inner cylindrical the trapezoidal groove 20 is made on the surface of the ring 19. The ring 19 has return elements 16 in the form of springs holding the ring 19 in its initial position. On the ring 19 around the circumference there are several pyro-cartridges 21 connected to the cavity 22, which is sealed in the initial position of the ring 19. Tightness is ensured by the fact that the holes 23 in the initial position are closed. The ignition devices are made in the form of several starting chambers 24 mounted on the rear flange of the housing 1 around the glass 3 (between the windows 9 on the glass 3). Each launch chamber 24 is provided with a heat shield.

Устройство работает следующим образом. Запуск РДТТ осуществляется посредством подачи сигнала на пиропатрон одной из пусковых камер 24. Продукты сгорания пиротехнического состава этой пусковой камеры 24 вышибают теплозащитную заглушку и воспламеняют заряд 2. Воспламенение заряда 2 не приводит к несанкционированному срабатыванию остальных пусковых камер 24, благодаря их защите теплозащитными заглушками. При работе двигателя, благодаря замку фиксации, дифференциальный поршень 4 относительно корпуса 1 (или стакана 3) остается неподвижен. Давление рабочей жидкости 7, находящейся в подпоршневой полости 5 стакана 3, равно давлению наддува ресивера 12. Давление наддува (3 - 6 кгс/см²) ресивера 12 создается благодаря отбору давления из раструба сопла 10. При этом обратный клапан 13 находится в открытом положении. В момент возникновения необходимости выключения двигателя подается сигнал на срабатывание одного из пиропатронов 21. В результате давление в полости 22 повышается и происходит отжим кольца 19 (сопровождаемый сжатием пружин 16). Шарики 17 под действием дифференциального поршня 4 проваливаются в трапециевидную проточку 20, что влечет за собой расфиксацию дифференциального поршня 4. Дифференциальный поршень 4 под действием силы внутрикамерного давления начинает интенсивный разгон, происходит разгерметизация узла 8 и надпоршневой полости 6. В результате открытия окон 9 происходит резкий спад давления в полости корпуса 1. Градиент и глубина этого спада достаточны для гашения заряда. При этом давление в раструбе сопла 10 также падает, что влечет за собой перекрытие обратного клапана 13. Ресивер 12 остается в наддутом состоянии. К моменту полного открытия окон 9 сливное отверстие 11 совмещается с козырьком 15, вызывая дросселирование рабочей жидкости 7 из подпоршневой полости 5 в ресивер 12. В результате дросселирования гасится энергия, приобретенная дифференциальным поршнем 4 при открытии окон 9. В момент остановки дифференциального поршня 4 приобретенное давление наддува ресивера 12 начинает вытеснять рабочую жидкость 7 из ресивера 12 в подпоршневую полость 5. В результате рабочая жидкость 7 продвигает дифференциальный поршень в обратном направлении, возвращая его в исходное положение до совмещения с посадочным гнездом узла герметизации 8. За время гашения газы от пиропатрона 21 истекают из отверстия 23, давление в полости 22 падает до нуля. При возвращении дифференциального поршня 4 в исходное положение возвратные элементы 16 (сжатые ранее пружины) отжимают шарики 17 из трапециевидной проточки 20 в канавку 18 и надвигают на них кольцо 19. Таким образом, замок фиксации и двигатель в целом возвращаются в исходное положение, готовое к следующему запуску двигателя. Следующий запуск двигателя осуществляется посредством срабатывания одной из оставшихся пусковых камер 24, и дальнейшее функционирование (в том числе гашение) двигателя происходит по вышеописанному алгоритму.The device operates as follows. The launch of the solid propellant rocket motor is carried out by supplying a signal to the igniter of one of the launch chambers 24. The products of combustion of the pyrotechnic composition of this launch chamber 24 knock out the heat shield and ignite the charge 2. Ignition of charge 2 does not lead to unauthorized operation of the remaining launch chambers 24, due to their protection with heat shield plugs. When the engine is running, due to the locking lock, the differential piston 4 relative to the housing 1 (or glass 3) remains stationary. The pressure of the working fluid 7, located in the sub-piston cavity 5 of the cup 3, is equal to the boost pressure of the receiver 12. The boost pressure (3 - 6 kgf / cm ² ) of the receiver 12 is created due to the selection of pressure from the socket of the nozzle 10. In this case, the check valve 13 is in the open position . At the time it becomes necessary to turn off the engine, a signal is triggered to trigger one of the squibs 21. As a result, the pressure in the cavity 22 rises and the ring 19 is pressed (accompanied by compression of the springs 16). Balls 17 under the action of the differential piston 4 fall into the trapezoidal groove 20, which entails the unlocking of the differential piston 4. The differential piston 4 under the action of the internal chamber pressure begins intensive acceleration, depressurization of the assembly 8 and the over-piston cavity 6. As a result of opening the windows 9, a sharp pressure drop in the body cavity 1. The gradient and depth of this drop are sufficient to quench the charge. In this case, the pressure in the socket of the nozzle 10 also drops, which entails the overlap of the check valve 13. The receiver 12 remains in the inflated state. By the time the windows 9 are completely open, the drain hole 11 is aligned with the visor 15, causing throttling of the working fluid 7 from the sub-piston cavity 5 to the receiver 12. As a result of the throttling, the energy acquired by the differential piston 4 when opening the windows 9 is extinguished. At the time of stopping the differential piston 4, the acquired pressure pressurization of the receiver 12 begins to displace the working fluid 7 from the receiver 12 into the piston cavity 5. As a result, the working fluid 7 advances the differential piston in the opposite direction, returning it to the initial position before aligning with the seat socket of the sealing unit 8. During the quenching time, gases from the igniter 21 flow out of the hole 23, the pressure in the cavity 22 drops to zero. When the differential piston 4 returns to its initial position, the return elements 16 (previously compressed springs) squeeze the balls 17 from the trapezoidal groove 20 into the groove 18 and slide the ring 19 onto them. Thus, the locking lock and the engine as a whole return to their original position, ready for the next starting the engine. The next engine start is carried out by triggering one of the remaining launch chambers 24, and further operation (including blanking) of the engine occurs according to the above algorithm.

Технико-экономическая эффективность предлагаемого изобретения по сравнению с прототипом, в качестве которого взят ракетный двигатель твердого топлива (Патент N 2100635), заключается в повышении энергомассовых характеристик двигателя за счет снижения его массы. The technical and economic efficiency of the invention compared with the prototype, which is taken as a solid propellant rocket engine (Patent No. 2100635), is to increase the energy-mass characteristics of the engine by reducing its mass.

Claims

1. Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус, сопло, заряд, устройства воспламенения и узел гашения, состоящий из стакана, установленного в нем с возможностью продольного перемещения дифференциального поршня, разделяющего стакан на надпоршневую и подпоршневую полости и зафиксированного замком фиксации, рабочей жидкости, находящейся в подпоршневой полости стакана, отличающийся тем, что на боковой цилиндрической поверхности стакана со стороны надпоршневой полости выполнены окна, а подпоршневая полость стакана имеет сливное отверстие, выполненное в дифференциальном поршне или в стакане. 1. A rocket engine of solid fuel, comprising a housing, nozzle, charge, ignition device and a quenching assembly, consisting of a nozzle mounted in it with the possibility of longitudinal movement of the differential piston separating the nozzle into the over-piston and under-piston cavities and fixed with a locking lock, a working fluid located in the sub-piston cavity of the glass, characterized in that on the side cylindrical surface of the glass from the side of the supra-piston cavity, windows are made, and the sub-piston cavity of the glass has a drain an opening formed in the differential piston or in the glass.

2. Ракетный двигатель твердого топлива по п.1, отличающийся тем, что он снабжен ресивером, связанным со сливным отверстием. 2. The solid fuel rocket engine according to claim 1, characterized in that it is equipped with a receiver associated with a drain hole.

3. Ракетный двигатель твердого топлива по пп.1 и 2, отличающийся тем, что ресивер газосвязан через обратный клапан с газовым трактом сопла. 3. The rocket engine of solid fuel according to claims 1 and 2, characterized in that the receiver is connected through a check valve to the gas path of the nozzle.

4. Ракетный двигатель твердого топлива по пп.1 - 3, отличающийся тем, что ресивер выполнен в дифференциальном поршне. 4. The rocket engine of solid fuel according to claims 1 to 3, characterized in that the receiver is made in a differential piston.

5. Ракетный двигатель твердого топлива по пп.1 - 4, отличающийся тем, что в подпоршневой полости на стакане (или на дифференциальном поршне) выполнен козырек, образующий в совокупности со сливным отверстием гидротормоз. 5. The solid fuel rocket engine according to claims 1 to 4, characterized in that in the under-piston cavity on the cup (or on the differential piston) a visor is made, which forms a hydraulic brake in conjunction with the drain hole.