RU2386843C1 - Solid propellant rocket engine - Google Patents

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: proposed engine comprises housing with heat-resistant coat, bottoms, nozzles arranged in pyramid-like ledges, partially armored solid-propellant charge with tapered cylindrical section and seal ring fitted between said charge and housing. Said charge has non-armored flat end faces. Outer surface of tapered cylindrical section has non-armored inclined platforms on the side of front bottom, right opposite pyramid-like ledges and at equal distance from one of ledge faces. Pyramid-like ledges are fixed on circular bulge made above tapered cylindrical section, on the housing inner surface. Aforesaid seal ring is arranged between the housing and charge with radial clearance, while heat-resistant coat is applied on the housing inner surface, between housing circular bulge and rear bottom. Circular widening is arranged in heat-resistant coat, ahead of seal ring.

EFFECT: higher reliability.

2 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к области ракетной техники и может найти применение в ракетных двигателях управляемых и неуправляемых ракет.The invention relates to the field of rocket technology and may find application in rocket engines of guided and unguided rockets.

Известен ракетный двигатель твердого топлива [патент RU №2015391, опубликован 30.06.94, Бюл. №12], принятый авторами за аналог и содержащий камеру сгорания с передним и задним днищами, сопловой блок, частично бронированный заряд твердого топлива и опорно-герметизирующий узел в виде последовательно чередующихся пилообразных концентрических профилей, ориентированных в сторону переднего днища, расположенный между конической бронированной задней частью заряда, его бронированным торцом и задним днищем двигателя.Known rocket engine of solid fuel [patent RU No. 2015391, published 06/30/94, bull. No. 12], adopted by the authors as an analogue and containing a combustion chamber with front and rear bottoms, a nozzle block, a partially armored solid fuel charge and a support-sealing assembly in the form of successively alternating sawtooth concentric profiles oriented towards the front bottom located between the conical armored rear part of the charge, its armored end and the rear bottom of the engine.

Применение заряда с бронированным по наружной поверхности коническим опорным участком со стороны соплового блока в сочетании с пилообразным опорно-герметизирующим узлом позволяет организовать в зазоре между зарядом и стенкой камеры сгорания так называемую «застойную зону», в которой отсутствует течение продуктов сгорания топлива заряда. В результате снижения интенсивности теплообмена в «застойной зоне» становится возможным уменьшение толщины элементов конструкции двигателя, его массы и повышение надежности работы двигателя.The use of a charge with a conical support section armored over the outer surface from the nozzle block side in combination with a sawtooth support-sealing assembly allows organizing a so-called “stagnant zone” in the gap between the charge and the wall of the combustion chamber, in which there is no flow of charge fuel combustion products. As a result of reducing the intensity of heat transfer in the "stagnant zone" it becomes possible to reduce the thickness of the structural elements of the engine, its mass and increase the reliability of the engine.

Применение двигателя данной конструкции наиболее целесообразно в ракетах и реактивных снарядах, не испытывающих при старте больших осевых перегрузок, имеющих низкую частоту вращения по крену, и не эффективно в ракетах и снарядах, запускаемых из артиллерийских орудий с помощью метательного заряда с включением двигателя после выхода из ствола, на траектории.The use of an engine of this design is most appropriate in missiles and rockets that do not experience large axial overloads with a low roll speed and are not effective in rockets and shells launched from artillery shells using a propelling charge with the engine turned on after exiting the barrel on the trajectory.

В процессе выстрела снаряда из ствола орудия под действием значительных осевых перегрузок (n_х≥500) в конической опорной части заряда могут возникнуть пластические деформации, приводящие к расслоению топлива и бронепокрытия, либо уровень напряжений в заряде может превысить предел прочности топлива, что приведет к растрескиванию заряда и разрушению двигателя при его включении.During the projectile firing from the gun’s barrel under the influence of significant axial overloads (n _× ≥500), plastic deformations can occur in the conical support part of the charge, leading to delamination of the fuel and armor plating, or the voltage level in the charge can exceed the fuel's tensile strength, which will lead to cracking charge and destruction of the engine when it is turned on.

Под действием перегрузок заряд может сдеформировать опорно-герметизирующий узел настолько, что тот не примет после прекращения действия перегрузки первоначальной формы и перестанет обеспечивать герметичность застойной зоны, что приведет к прогару и разрушению двигателя.Under the influence of overloads, the charge can deform the support-sealing assembly so that it does not accept after the termination of the overload of the original form and ceases to provide tightness of the stagnant zone, which will lead to burnout and destruction of the engine.

Кроме того, при раскрутке снаряда с двигателем данной конструкции в стволе за счет различия инерционно-массовых характеристик снаряда и твердотопливного заряда двигателя, прижатого перегрузкой к пилообразному опорно-герметизирующему узлу, возможно «скручивание» профиля опорно-герметизирующего узла и его разрыв, что также приведет к нарушению герметичности застойной зоны и прогару камеры сгорания двигателя и его разрушению.In addition, when spinning a projectile with an engine of this design in the barrel due to the difference between the inertial mass characteristics of the projectile and the solid fuel charge of the engine pressed by overload to the sawtooth support-sealing assembly, it is possible to “twist” the profile of the supporting-sealing assembly and its rupture, which will also lead to to violation of the tightness of the stagnant zone and burnout of the engine combustion chamber and its destruction.

Также известен ракетный двигатель твердого топлива управляемого снаряда [патент RU №2079689, опубликован 20.05.1997 г.], принятый авторами за прототип, содержащий корпус с теплозащитным покрытием, днища, сопла в пирамидальных выступах, частично бронированный заряд твердого топлива с обниженным цилиндрическим участком и уплотнительное кольцо между зарядом и корпусом.Also known is a rocket engine of solid fuel for a guided projectile [patent RU No. 2079689, published May 20, 1997], adopted by the authors as a prototype, comprising a body with a heat-shielding coating, bottoms, nozzles in pyramidal protrusions, a partially armored charge of solid fuel with a reduced cylindrical section and O-ring between charge and housing.

В отличие от аналога в конструкции прототипа герметизирующий узел выполнен в виде уплотнительного кольца между корпусом и зарядом и перенесен из зоны контакта опорной поверхности заряда с корпусом в центральную часть корпуса, что исключает возможность нарушения герметичности застойной зоны. Однако также как и у аналога, конструкция герметизирующего узла прототипа не исключает возможности вращения заряда относительно корпуса двигателя при раскрутке снаряда в стволе, что также может привести к нарушению герметичности застойной зоны и прогару двигателя и его разрушению. Кроме того, как следует из графических материалов патента на прототип, заряд твердого топлива имеет бронированную опорную поверхность, в результате чего в процессе горения его поверхность увеличивается к концу работы двигателя. Это ведет к росту давления и требует дополнительного увеличения толщин всех элементов конструкции, так как к концу работы двигателя прочностные характеристики конструкционных материалов снижаются вследствие нагрева. В результате растет пассивная масса конструкции, что в большинстве случаев недопустимо. Так как опорный торец заряда защищен бронировкой, то под действием осевых перегрузок в процессе выстрела снаряда из ствола орудия может произойти ее разрушение, что приведет к нерасчетному увеличению давления в двигателе.Unlike the analogue in the design of the prototype, the sealing assembly is made in the form of a sealing ring between the housing and the charge and is transferred from the contact area of the supporting surface of the charge with the housing to the central part of the housing, which eliminates the possibility of violation of the tightness of the stagnant zone. However, as with the analogue, the design of the sealing assembly of the prototype does not exclude the possibility of rotation of the charge relative to the engine housing when the projectile is unwound in the barrel, which can also lead to a violation of the tightness of the stagnant zone and burnout of the engine and its destruction. In addition, as follows from the graphic materials of the patent for the prototype, the charge of solid fuel has an armored supporting surface, as a result of which, during combustion, its surface increases towards the end of engine operation. This leads to an increase in pressure and requires an additional increase in the thickness of all structural elements, since by the end of the engine, the strength characteristics of structural materials are reduced due to heating. As a result, the passive mass of the structure grows, which in most cases is unacceptable. Since the supporting end face of the charge is protected by a reservation, under the action of axial overloads during the projectile firing from the gun’s barrel, its destruction can occur, which will lead to an unaccounted increase in pressure in the engine.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение надежности работы ракетного двигателя твердого топлива, испытывающего до момента включения значительные осевые перегрузки и угловые ускорения.The objective of the invention is to increase the reliability of the rocket engine of solid fuel, experiencing up to the moment of switching on significant axial overloads and angular accelerations.

Поставленная задача решается ракетным двигателем твердого топлива, содержащим корпус с теплозащитным покрытием, днища, сопла в пирамидальных выступах, частично бронированный заряд твердого топлива с обниженным цилиндрическим участком и уплотнительное кольцо между зарядом и корпусом, в котором новым является то, что заряд выполнен с небронированными плоскими торцами, на наружной поверхности обниженного цилиндрического участка заряда со стороны переднего днища напротив пирамидальных выступов эквидистантно одной из их граней сформированы не защищенные бронепокрытием наклонные площадки, при этом пирамидальные выступы закреплены на кольцевом утолщении, выполненном над обниженной цилиндрической частью заряда на внутренней поверхности корпуса, уплотнительное кольцо установлено между корпусом и зарядом с радиальными зазорами, а теплозащитное покрытие нанесено на внутреннюю поверхность корпуса между кольцевым утолщением корпуса и задним днищем, при этом в нем перед уплотнительным кольцом выполнено диаметральное уширение.The problem is solved by a solid propellant rocket engine containing a body with a heat-shielding coating, bottoms, nozzles in the pyramidal protrusions, a partially armored solid fuel charge with a reduced cylindrical section, and a sealing ring between the charge and the body, in which the new is that the charge is made with unarmored flat ends, on the outer surface of the lowered cylindrical portion of the charge from the front of the bottom opposite the pyramidal protrusions equidistant to one of their faces formed the inclined platforms are not protected by armor plating, while the pyramidal protrusions are fixed on an annular thickening made over the reduced cylindrical part of the charge on the inner surface of the housing, a sealing ring is installed between the housing and the charge with radial clearances, and a heat shield is applied to the inner surface of the housing between the annular thickening of the housing and the rear bottom, while in it in front of the sealing ring is made diametrical broadening.

Длина диаметрального уширения, выполненного перед уплотнительным кольцом, обеспечивается из условия:The length of the diametrical broadening performed in front of the o-ring is ensured from the condition:

,

,

где L - длина диаметрального уширения;where L is the length of the diametrical broadening;

D - внутренний диаметр камеры сгорания по уширению;D is the internal diameter of the combustion chamber by broadening;

d - наружный диаметр заряда.d is the outer diameter of the charge.

Плоский задний торец заряда обеспечивает максимальную опорную поверхность и минимальные напряжения в заряде, что исключает возможность его разрушения от воздействия осевой перегрузки в процессе выстрела из орудийного ствола. Отсутствие бронепокрытия на заднем торце исключает возможность его разрушения, а в сочетании с небронированным передним торцем и не защищенным бронепокрытием наклонными площадками обеспечивает постоянство давления в камере сгорания в процессе работы двигателя.The flat rear end of the charge provides the maximum supporting surface and minimum stress in the charge, which excludes the possibility of its destruction from the effects of axial overload during the shot from the gun barrel. The absence of armor plating on the rear end excludes the possibility of its destruction, and in combination with an unarmored front end and unprotected armor plating with inclined platforms ensures constant pressure in the combustion chamber during engine operation.

Не защищенные бронепокрытием наклонные площадки со стороны переднего торца заряда, выполненные напротив пирамидальных выступов эквидистантно одной из их граней, исключают возможность вращения заряда относительно корпуса двигателя и исключают тем самым возможность разрыва опорно-герметизирующего узла при закрутке снаряда в стволе орудия.The inclined platforms not protected by armor plating from the front of the front end of the charge, made opposite the pyramidal protrusions are equidistant to one of their faces, exclude the possibility of rotation of the charge relative to the engine body and thereby exclude the possibility of rupture of the support-sealing assembly when the projectile is twisted in the gun barrel.

Переднее расположение соплового блока обеспечивает перепад давления по длине камеры сгорания, направленный в противоположную сторону с инерционными силами от осевой перегрузки, действующей на заряд в процессе работы двигателя.The front location of the nozzle block provides a pressure differential along the length of the combustion chamber directed in the opposite direction with inertial forces from axial overload acting on the charge during engine operation.

Благодаря осевому перепаду давления, направленному к переднему торцу заряда, и разнице диаметров передней обниженной части заряда и опорной задней части заряда, заряд всегда в процессе работы двигателя прижимает своим коническим переходным участком уплотнительное кольцо опорно-герметизирующего узла к торцевой поверхности кольцевого утолщения корпуса, что исключает возможность разгерметизации застойной зоны между зарядом и корпусом.Due to the axial pressure difference directed to the front end of the charge and the difference in the diameters of the front lower part of the charge and the supporting rear part of the charge, the charge always presses the sealing ring of the support-sealing assembly against the end surface of the annular thickening of the case with its conical transition section, which eliminates the possibility of depressurization of the stagnant zone between the charge and the housing.

Радиальные зазоры между цилиндрическими участками заряда и образующими цилиндрического и трапециевидного участков уплотнительного кольца при заполнении их продуктами сгорания заряда обеспечивают дополнительное поджатие уплотнительного кольца к корпусу и повышают надежность работы двигателя.Radial gaps between the cylindrical sections of the charge and the generatrices of the cylindrical and trapezoidal sections of the sealing ring when filling them with the products of combustion of the charge provide additional compression of the sealing ring to the housing and increase the reliability of the engine.

Диаметральное уширение, выполненное в теплозащитном покрытии перед уплотнительным кольцом опорно-герметизирующего узла, обеспечивает в процессе заполнения застойной зоны расширение продуктов сгорания заряда и их торможение перед уплотнительным кольцом, что уменьшает его нагрев и исключает потерю прочности в процессе работы двигателя.Diametric broadening, performed in a heat-protective coating in front of the sealing ring of the support-sealing assembly, ensures during the filling of the stagnant zone the expansion of the products of charge combustion and their braking in front of the sealing ring, which reduces its heating and eliminates the loss of strength during engine operation.

Кольцевое утолщение на внутренней поверхности камеры сгорания в передней ее части позволяет закрепить в корпусе пирамидальные выступы с соплами и обеспечить работоспособность двигателя без нанесения теплозащитного покрытия, т.к. тепло аккумулируется в утолщенной стенке и снимается с ее наружной стороны набегающим воздушным потоком в процессе полета. Отсутствие теплозащитного покрытия перед входом в сопловой блок позволяет уменьшить дымообразование двигателя, что наиболее важно для управляемых снарядов.An annular thickening on the inner surface of the combustion chamber in its front part allows you to fix the pyramidal protrusions with nozzles in the housing and ensure the engine is working without applying a heat-protective coating, because heat accumulates in the thickened wall and is removed from its outer side by the incoming air flow during the flight. The absence of a heat-protective coating before entering the nozzle block allows to reduce the smoke formation of the engine, which is most important for guided missiles.

Сущность предлагаемого изобретения поясняется графическими материалами, где на фиг.1-3 представлена конструктивная схема ракетного двигателя твердого топлива и элементов его конструкции.The essence of the invention is illustrated by graphic materials, where Fig.1-3 presents a structural diagram of a rocket engine of solid fuel and its structural elements.

Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус 1 с соплами 3 и днищами 4 и 5, частично бронированный заряд твердого топлива 6 и уплотнительное кольцо 12 между зарядом и корпусом. Заряд 6 выполнен в виде забронированной по наружной поверхности цилиндрической шашки с небронированными плоскими торцами. Со стороны переднего торца на шашке выполнено диаметральное обнижение 7. Цилиндрические участки сопряжены между собой посредством конического перехода 9. На наружной поверхности обниженного цилиндрического участка 7 заряда 6 сформированы не защищенные бронепокрытием 8 наклонные площадки 10. Над обниженной цилиндрической частью заряда 7 на внутренней поверхности корпуса 1 выполнено кольцевое утолщение 11, на котором напротив наклонных площадок 10 заряда 6 закреплены пирамидальные выступы 2 с выполненными в них соплами 3. Одна из боковых граней выступов 2 и плоскости наклонных площадок 10 заряда выполнены эквидистантными друг другу. Заряд помещен в корпус 1 с образованием между его наружной поверхностью и внутренней поверхностью корпуса кольцевого зазора 15, в котором между торцевой поверхностью кольцевого утолщения 11 корпуса 1 и коническим переходом 9 между цилиндрическими участками заряда различного диаметра с радиальными зазорами 13, 14 установлено уплотнительное кольцо 12. На внутренней поверхности корпуса 1 между кольцевым утолщением корпуса 11 и задним днищем 5 нанесено теплозащитное покрытие 16, в котором перед уплотнительным кольцом 12 выполнено диаметральное уширение 17.The solid fuel rocket engine comprises a housing 1 with nozzles 3 and bottoms 4 and 5, a partially armored solid fuel charge 6, and a sealing ring 12 between the charge and the housing. Charge 6 is made in the form of cylindrical checkers booked on the outer surface with unarmored flat ends. From the front end side, a diametrical decrease is made on the checker 7. The cylindrical sections are interconnected by means of a conical transition 9. On the outer surface of the lowered cylindrical section 7 of the charge 6, inclined platforms 10 not protected by armor coating 8 are formed. Above the lowered cylindrical part of the charge 7 on the inner surface of the housing 1 an annular thickening 11 is made, on which opposite the inclined platforms 10 of the charge 6 there are fixed pyramidal projections 2 with nozzles 3 made in them. One of the side faces minutes protrusions 2 and the inclined plane 10 of the charge areas are made equidistant each other. The charge is placed in the housing 1 with the formation of an annular gap 15 between its outer surface and the inner surface of the housing, in which a sealing ring 12 is installed between the cylindrical sections of the charge of various diameters with radial gaps 13, 14 between the end surface of the annular thickening 11 of the housing 1. On the inner surface of the housing 1, between the annular thickening of the housing 11 and the rear bottom 5, a heat-shielding coating 16 is applied, in which diametrical ears are made in front of the sealing ring 12 rhenium 17.

Предлагаемый ракетный двигатель твердого топлива работает следующим образом. В процессе выстрела из артиллерийского орудия под действием осевой перегрузки заряд прижимается плоским открытым торцом к плоскому заднему днищу, а конический переходный участок между цилиндрическими участками заряда отходит от уплотнительного кольца. В результате уплотнительное кольцо не испытывает практически никаких нагрузок, а сжимающие напряжения в опорной поверхности заряда минимальны, так как опора осуществляется по максимальной площади. Наклонные плоские площадки контактируют с одной из боковых граней пирамидальных сопловых выступов и предотвращают тем самым вращение заряда относительно корпуса и разрушение уплотнительного кольца.The proposed solid fuel rocket engine operates as follows. In the process of firing an artillery gun under axial overload, the charge is pressed with a flat open end to the flat rear bottom, and the conical transition section between the cylindrical sections of the charge departs from the o-ring. As a result, the o-ring does not experience almost any load, and the compressive stresses in the support surface of the charge are minimal, since the support is carried out over the maximum area. Inclined flat platforms are in contact with one of the side faces of the pyramidal nozzle protrusions and thereby prevent the rotation of the charge relative to the housing and the destruction of the sealing ring.

При включении двигателя и его последующей работе заряд прижимается перепадом давления к уплотнительному кольцу, обеспечивая отсутствие течения продуктов сгорания топлива в кольцевом зазоре между корпусом и зарядом. Продукты сгорания заряда затекают в диаметральное уширение теплозащитного покрытия расширяются в нем и теряют скорость, в результате чего уменьшается тепловое воздействие на уплотнительное кольцо и повышается надежность работы застойной зоны.When the engine is turned on and its subsequent operation, the charge is pressed by the differential pressure to the sealing ring, ensuring the absence of flow of fuel combustion products in the annular gap between the housing and the charge. The products of charge combustion flow into the diametrical broadening of the heat-shielding coating, expand in it and lose speed, as a result of which the thermal effect on the o-ring decreases and the reliability of the stagnant zone increases.

Реализация предлагаемого изобретения позволит повысить надежность работы ракетного двигателя твердого топлива, испытывающего до момента включения значительные осевые перегрузки и угловые ускорения.The implementation of the invention will improve the reliability of the rocket engine of solid fuel, experiencing up to the moment of switching on significant axial overloads and angular accelerations.

Claims (2)

1. Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус с теплозащитным покрытием, днища, сопла в пирамидальных выступах, частично бронированный заряд твердого топлива с обниженным цилиндрическим участком и уплотнительное кольцо между зарядом и корпусом, отличающийся тем, что заряд выполнен с небронированными плоскими торцами, на наружной поверхности обниженного цилиндрического участка заряда со стороны переднего днища напротив пирамидальных выступов эквидистантно одной из их граней сформированы не защищенные бронепокрытием наклонные площадки, при этом пирамидальные выступы закреплены на кольцевом утолщении, выполненном над обниженной цилиндрической частью заряда на внутренней поверхности корпуса, уплотнительное кольцо установлено между корпусом и зарядом с радиальными зазорами, а теплозащитное покрытие нанесено на внутреннюю поверхность корпуса между кольцевым утолщением корпуса и задним днищем, при этом в нем перед уплотнительным кольцом выполнено диаметральное уширение.1. A rocket engine of solid fuel, comprising a housing with a heat-shielding coating, bottoms, nozzles in the pyramidal protrusions, a partially armored charge of solid fuel with a reduced cylindrical section and a sealing ring between the charge and the housing, characterized in that the charge is made with unarmored flat ends, on the outside the surfaces of the lowered cylindrical portion of the charge from the front of the bottom opposite the pyramidal protrusions are equidistantly one of their faces formed not protected by armor plating platforms, with the pyramidal protrusions mounted on an annular thickening made over the reduced cylindrical part of the charge on the inner surface of the housing, a sealing ring is installed between the housing and the charge with radial clearances, and a heat-shielding coating is applied to the inner surface of the housing between the annular thickening of the housing and the rear bottom, in this case, diametral broadening is performed in front of the sealing ring. 2. Ракетный двигатель твердого топлива по п.1, отличающийся тем, что длина диаметрального уширения, выполненного перед уплотнительным кольцом, обеспечивается из условия

где L - длина диаметрального уширения;
D - внутренний диаметр камеры сгорания по уширению;
d - наружный диаметр заряда. 2. The rocket engine of solid fuel according to claim 1, characterized in that the length of the diametrical broadening made in front of the o-ring is provided from the condition

where L is the length of the diametrical broadening;
D is the internal diameter of the combustion chamber by broadening;
d is the outer diameter of the charge.

Images