RU2153093C1 - Solid-propellant rocket engine - Google Patents
Solid-propellant rocket engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2153093C1 RU2153093C1 RU98122255A RU98122255A RU2153093C1 RU 2153093 C1 RU2153093 C1 RU 2153093C1 RU 98122255 A RU98122255 A RU 98122255A RU 98122255 A RU98122255 A RU 98122255A RU 2153093 C1 RU2153093 C1 RU 2153093C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- piston
- sleeve
- receiver
- engine
- nozzle
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)
Abstract
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
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
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 (5)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU98122255A RU2153093C1 (en) | 1998-12-07 | 1998-12-07 | Solid-propellant rocket engine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU98122255A RU2153093C1 (en) | 1998-12-07 | 1998-12-07 | Solid-propellant rocket engine |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2153093C1 true RU2153093C1 (en) | 2000-07-20 |
Family
ID=20213207
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU98122255A RU2153093C1 (en) | 1998-12-07 | 1998-12-07 | Solid-propellant rocket engine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2153093C1 (en) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2459103C1 (en) * | 2010-12-20 | 2012-08-20 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Solid-propellant rocket engine |
RU2468239C2 (en) * | 2010-11-23 | 2012-11-27 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Solid-propellant rocket engine |
CN109506941A (en) * | 2018-11-20 | 2019-03-22 | 西安航天动力技术研究所 | Yaw the change propulsive mechanism opening reliability growth test device of pitching engine |
-
1998
- 1998-12-07 RU RU98122255A patent/RU2153093C1/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
Фахрутдинов И.Х., Котельников А.В. Конструкция и проектирование ракетных двигателей твердого топлива. - М.: Машиностроение, 1987, с.250, 251. * |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2468239C2 (en) * | 2010-11-23 | 2012-11-27 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Solid-propellant rocket engine |
RU2459103C1 (en) * | 2010-12-20 | 2012-08-20 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Solid-propellant rocket engine |
CN109506941A (en) * | 2018-11-20 | 2019-03-22 | 西安航天动力技术研究所 | Yaw the change propulsive mechanism opening reliability growth test device of pitching engine |
CN109506941B (en) * | 2018-11-20 | 2020-07-14 | 西安航天动力技术研究所 | Variable thrust mechanism opening reliability growth test device of yaw pitching engine |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2204110C2 (en) | Firearm | |
US6094906A (en) | Design for a gun-launched rocket | |
KR930007735A (en) | Gas generators used in inflatable shock absorbers to protect occupants of cars from injury | |
CN110469425B (en) | Thrust-adjustable multi-stage pulse solid rocket engine | |
RU2153093C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
US5808231A (en) | Solid propellant combustion apparatus | |
US2457839A (en) | Rocket | |
US4336741A (en) | Liquid propellant velocity assistance system for guns | |
US5337672A (en) | Locking device for a casing containing pyrotechnic materials | |
JP4350128B2 (en) | Pulse detonation engine | |
US4005632A (en) | Liquid propellant gun | |
US3135090A (en) | Rocket motor system | |
RU2211349C1 (en) | Cartridge pressure accumulator | |
US4231282A (en) | Ignition system | |
RU2134814C1 (en) | Solid-fuel rocket engine | |
RU2170838C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
RU2459103C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
RU2675983C1 (en) | Cumulative-high-explosive charge engine | |
JPH06185894A (en) | Method for safe protection against back fire in missile launching device and its structure | |
RU2351788C1 (en) | Guided missile solid-propellant rocket engine, solid propellant igniter and rocket engine nozzle assembly | |
US3149457A (en) | Gas pressure operated thruster | |
US3912203A (en) | Rocket catapult aircraft escape arrangement | |
RU2052649C1 (en) | Method of starting double-condition rocket engine and double-condition rocket engine | |
GB1577369A (en) | Pumping apparatus for a liquid propellant gun | |
RU2006642C1 (en) | Jet engine |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20061208 |