RU2406862C1 - Solid-propellant rocket engine - Google Patents
Solid-propellant rocket engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2406862C1 RU2406862C1 RU2009115054/06A RU2009115054A RU2406862C1 RU 2406862 C1 RU2406862 C1 RU 2406862C1 RU 2009115054/06 A RU2009115054/06 A RU 2009115054/06A RU 2009115054 A RU2009115054 A RU 2009115054A RU 2406862 C1 RU2406862 C1 RU 2406862C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rocket
- radius
- solid
- solid propellant
- housing
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ) с изменяемым в полете значением суммарного импульса тяги, сообщаемого ракете (полезной нагрузке).The invention relates to rocket technology and can be used to create a solid fuel rocket engine (solid propellant rocket engine) with a variable in flight value of the total thrust impulse reported to the rocket (payload).
Известен [Управляемые энергетические установки на твердом ракетном топливе / В.И.Петренко, М.И.Соколовский, Г.А.Зыков, С.В.Лянгузов и др. Под общ. ред. М.И.Соколовского и В.И.Петренко. - М.: Машиностроение, 2003, 464 с., ил., с.167, рис.3.4] РДТТ, снабженный узлом отсечки тяги. Узел отсечки тяги выполнен в виде вскрываемых по команде сопел противотяги. Реализация этого РДТТ возможна при умеренном значении тяги (т.е. при умеренных размерах маршевого сопла и его критического сечения), когда сопла противотяги свободно компонуются на переднем (или заднем) днище двигателя. В случае когда требуется большая тяга (большой расход продуктов сгорания), поперечные размеры маршевого сопла приближаются к размерам днищ двигателя. На фиг.4 показано, как в РДТТ компонуются (точнее, не компонуются) сопла противотяги, задача которых -создавать тягу, превышающую тягу от маршевого сопла. Габариты и масса РДТТ существенно возрастают.Known [Controlled power plants using solid rocket fuel / V.I. Petrenko, M.I.Sokolovsky, G.A. Zykov, S.V. Lyanguzov, etc. Under the general. ed. M.I.Sokolovsky and V.I. Petrenko. - M .: Mechanical Engineering, 2003, 464 p., Ill., P. 167, Fig. 3.4] A solid propellant rocket motor equipped with a traction cut-off unit. The thrust cut-off unit is made in the form of anti-thrust nozzles opened upon command. The implementation of this solid propellant rocket motor is possible with a moderate thrust value (i.e., with a moderate size of the march nozzle and its critical section), when the anti-thrust nozzles are freely assembled on the front (or rear) bottom of the engine. In the case when high thrust is required (high consumption of combustion products), the transverse dimensions of the sustainer nozzle approach the dimensions of the engine bottoms. Figure 4 shows how the anti-throttle nozzles are assembled (more precisely, not compounded) in the solid propellant rocket motor, the task of which is to create thrust that exceeds the thrust from the march nozzle. Dimensions and mass of solid propellant rocket solidifiers increase significantly.
Наиболее близким по технической сущности и достигаемому положительному эффекту к предлагаемому изобретению является «тянущий» двигатель ракеты 3М2 «Ладога» [там же, с.165, рис.3.1]. «Тянущий» двигатель установлен спереди ракеты и связан с ней стопорным устройством. Сопла расположены по окружности заднего шпангоута и направлены под углом к оси ракеты. При отсечке тяги (срабатывании стопорного устройства) исчезает связь ракеты с двигателем, и он улетает вперед. Компоновочная схема «тянущего» двигателя сложна и обуславливает его низкое энергомассовое совершенство. Если необходима большая тяговооруженность «тянущего» двигателя, компоновка такого РДТТ становится абсурдной ввиду больших потребных размеров сопел.The closest in technical essence and the achieved positive effect to the proposed invention is the “pulling” engine of the 3M2 Ladoga rocket [ibid, p. 165, Fig. 3.1]. A "pulling" engine is installed in front of the rocket and is connected with it by a locking device. The nozzles are located around the circumference of the rear frame and are directed at an angle to the axis of the rocket. When the thrust is cut off (the locking device is activated), the rocket’s connection with the engine disappears and it flies forward. The layout scheme of the "pulling" engine is complex and causes its low energy-mass perfection. If a large thrust-weight ratio of the “pulling” engine is required, the layout of such a solid propellant rocket engine becomes absurd due to the large nozzle sizes required.
Технической задачей настоящего изобретения является уменьшение габаритов РДТТ, его массы, упрощение конструкции и повышение надежности.The technical task of the present invention is to reduce the dimensions of the solid propellant rocket motor, its mass, simplify the design and increase reliability.
Сущность изобретения заключается в том, что в известном ракетном двигателе твердого топлива (РДТТ), состоящем из корпуса, заряда твердого ракетного топлива, сопла и передней крышки, размещенной в равном ей по диаметру отверстии переднего днища корпуса, передняя крышка выполнена в виде поршня, установленного с возможностью продольного перемещения в отверстии переднего днища корпуса РДТТ, и зафиксирована относительно корпуса стопорным устройством. Радиус разгрузки отверстия 
(где J - удельный импульс тяги, образованной при истечении продуктов сгорания через сопло;(where J is the specific impulse of thrust formed during the expiration of combustion products through the nozzle;
αА- расходный коэффициент;αА - expense coefficient;
rкр - радиус критического сечения соплаr cr - radius of the critical section of the nozzle
rотв - радиус отверстия;r resp - hole radius;
Jотв - удельный импульс тяги, образованной при истечении продуктов сгорания через отверстие).J holes - specific impulse formed at the expiration of the combustion products through the opening).
Передняя крышка снабжена узлом передачи тяги. На наружной поверхности переднего днища корпуса РДТТ соосно отверстию может быть установлен раструб. Радиус отверстия rотв (и передней крышки) может быть больше диаметра разгрузки сопла 
(Fотв-R/Pк)≤2fтр/Рк (F holes -R / P a) ≤2f Tp / R to
(где Fотв - проходная площадь отверстия переднего днища корпуса;(where F resp - passage area of the opening of the front bottom of the housing;
R - сила тяги РДТТ;R is the traction force of the solid propellant rocket engine;
Рк - давление продуктов сгорания в корпусе работающего РДТТ;R to - the pressure of the combustion products in the body of a working solid propellant rocket engine;
fтр - силы трения между корпусом и передней крышкой).f Tr - friction between the housing and the front cover).
Уточним понятия, используемые в изобретении.Clarify the concepts used in the invention.
Радиус (диаметр) разгрузки сопла - радиус (диаметр) участка сопла или заднего днища корпуса РДТТ, на который результирующая сила от давления в корпусе работающего РДТТ уравновешивается осевой газодинамической силой, приложенной к соплу [Конструкции ракетных двигателей на твердом топливе / Под общ. ред. Л.Н.Лаврова. - М.: Машиностроение, 1993. - 215 с., ил., с.85, второй абзац]. Результирующая сила от давления в корпусе работающего РДТТ, приложенного к участку переднего днища с радиусом разгрузки ρс, равна силе тяги R двигателя:The radius (diameter) of the nozzle discharge is the radius (diameter) of the nozzle section or the rear bottom of the solid propellant rocket motor, to which the resulting force from pressure in the body of the solid rocket motor is balanced by the axial gas-dynamic force applied to the nozzle [Design of solid propellant rocket engines / Under common. ed. L.N. Lavrova. - M.: Engineering, 1993. - 215 p., Ill., P. 85, second paragraph]. The resulting force from the pressure in the body of the operating solid propellant rocket motor applied to the front bottom section with the discharge radius ρ s is equal to the thrust force R of the engine:
где Рк - давление в корпусе работающего РДТТ.where R to - pressure in the body of a working solid propellant rocket motor.
С другой стороны, тяга РДТТ [Управляемые энергетические установки на твердом ракетном топливе / В.И.Петренко, М.И.Соколовский, Г.А.Зыков, С.В.Лянгузов и др. Под общ. ред. М.И.Соколовского и В.И.Петренко. - М.: Машиностроение, 2003, 464 с., ил., с.24] определяется соотношениемOn the other hand, the thrust of the solid propellant rocket engine [Managed solid rocket fuel power plants / V.I. Petrenko, M.I.Sokolovsky, G.A. Zykov, S.V. Lyanguzov, etc. Under the general. ed. M.I.Sokolovsky and V.I. Petrenko. - M .: Mechanical Engineering, 2003, 464 p., Ill., P.24] is determined by the ratio
где J - удельный импульс тяги;where J is the specific impulse of thrust;
G - расход продуктов сгорания;G is the consumption of combustion products;
αА- расходный коэффициент;αА - expense coefficient;
Fкр- площадь критического сечения сопла;F cr - the area of the critical section of the nozzle;
rкр - радиус критического сечения сопла.r cr - the radius of the critical section of the nozzle.
Подставляя (1) в (2), получим выражение для определения радиуса разгрузки ρс:Substituting (1) in (2), we obtain the expression for determining the discharge radius ρ c :
Отношение площади круга с радиусом разгрузки (3) к площади круга с радиусом критического сечения равно коэффициенту тяги KR [В.Е.Алемасов, А.Ф.Дрегалин, А.П.Тишин. Теория ракетных двигателей, 2-е издание. М.: Машиностроение, 1969, с.61]The ratio of the area of the circle with the discharge radius (3) to the area of the circle with the radius of the critical section is equal to the thrust coefficient K R [V.E. Alemasov, A.F. Dregalin, A.P. Tishin. Theory of rocket engines, 2nd edition. M.: Mechanical Engineering, 1969, p.61]
где β=1/αА - расходный комплекс.where β = 1 / αА is a consumable complex.
Коэффициент тяги KR показывает, какая часть тяги двигателя создается соплом по сравнению с силой от давления в корпусе работающего РДТТ, действующей на неуравновешенную (напротив которой расположено отверстие (сопло), т.е. нет стенки заднего днища) часть переднего днища. Сопло состоит из дозвуковой и сверхзвуковой (расширяющейся) частей, каждая из которых создает какую-то часть тяги. Соответственно, коэффициент тяги KR простого отверстия (т.е. сопла без расширяющейся части) больше единицы примерно на 20%. Радиус разгрузки ρотв определяется соотношением, аналогичным зависимости (3):The thrust coefficient K R shows how much of the thrust of the engine is created by the nozzle compared with the force from the pressure in the body of the working solid propellant rocket motor acting on the unbalanced (opposite to which hole (nozzle) is located, i.e. there is no rear bottom wall) part of the front bottom. The nozzle consists of subsonic and supersonic (expanding) parts, each of which creates some part of the thrust. Accordingly, the thrust coefficient K R of a simple hole (i.e., a nozzle without an expanding part) is greater than unity by about 20%. The discharge radius ρ resp is determined by a ratio similar to dependence (3):
где rотв - радиус отверстия;where r resp - hole radius;
Jотв - удельный импульс тяги, образованной при истечении продуктов сгорания через отверстие. Если отверстие снабжено раструбом, то удельный импульс отверстия будет соответственно выше.J holes - specific impulse formed at the expiration of the combustion products through the opening. If the hole is equipped with a bell, the specific impulse of the hole will be correspondingly higher.
Технический результат достигается тем, что в предлагаемом РДТТ практически отсутствуют (за исключением компактного стопорного устройства) специальные устройства отсечки тяги. Их заменяют центральное отверстие в переднем днище корпуса и передняя крышка (т.е. элементы, присутствующие в любом РДТТ). Предложенная изобретением конструкция РДТТ имеет минимальные габариты и массу как по причине отсутствия дополнительных тяжелых и громоздких устройств, так и вследствие того, что обеспечивает возможность использования органопластикового корпуса РДТТ (который имеет центральные полюсные отверстия). Именно органопластиковые корпусы характеризуются минимальной массой конструкции. «Полезная» (т.е. разгоняющая не сам РДТТ, а то, что находится спереди (полезную нагрузку ракеты)) часть тяги РДТТ (или, в стендовых условиях, вся тяга) передается на полезную нагрузку ракеты (т.е. ракету за исключением рассматриваемого РДТТ) полностью через переднюю крышку в том случае, если радиус передней крышки больше радиуса разгрузки сопла (3). Рассуждения начнем именно с этого случая, обозначенного в формуле изобретения зависимым (т.е. «необязательным») третьим пунктом, подразумевая массу полезной нагрузки ракеты бесконечно большой. Отметим, что если бы передняя крышка имела радиус, меньший радиуса разгрузки сопла (3), то тяга РДТТ (по крайней мере, в стендовых условиях) передавалась бы частично через переднюю крышку, частично через переднее днище корпуса РДТТ. В этом случае при снятии жесткой связи передней крышки с корпусом РДТТ передняя крышка не сдвинулась бы с места, т.к. оставалась бы прижатой к полезной нагрузке ракеты силой, равной части тяги, приложенной к переднему днищу корпуса РДТТ. В предложенном РДТТ после снятия жесткой связи между корпусом РДТТ и передней крышкой на полезную нагрузку ракеты действует сила, направленная вперед и превышающая тягу РДТТ на величину произведения давления в корпусе работающего РДТТ на площадь кольца, образованного радиусом передней крышки и радиусом разгрузки сопла. На РДТТ действует результирующая сила, направленная назад, величина которой определяется разностью силы от давления в корпусе работающего РДТТ, действующего на переднюю крышку, и тяги РДТТ. В результате происходит движение работающего РДТТ по передней крышке, выполненной в виде поршня. Поршень выступает в роли толкателя, отталкивающего полезную нагрузку ракеты. При этом (применительно к условиям полета) на полезную нагрузку ракеты практически не действуют перегрузки, превышающие допустимые значения. Осевая перегрузка ракеты (перед срабатыванием стопорного устройства) меньше максимального (т.е. допустимого) значения. Это объясняется тем, что текущая масса ракеты с установленным на нее работающим РДТТ больше ее конечного (минимального) значения (соответствующего максимальной перегрузке) на величину не выгоревшего (на момент отделения РДТТ) топлива. В момент разделения сила на переднюю крышку незначительно (на 5÷10%, т.е. на столько, чтобы преодолеть силу трения в узле герметизации передней крышки) превышает силу тяги РДТТ. Т.к. увеличенное (на 5÷10%) усилие толкает утяжеленную (на величину не выгоревшего топлива) ракету, ее осевая перегрузка остается на приемлемом уровне. После выхода поршня-крышки из корпуса РДТТ (разгерметизации передней крышки) сила, приложенная к полезной нагрузке ракеты, исчезает. Направленная назад результирующая сила, приложенная к отделившемуся РДТТ, сохраняется, меняется лишь ее природа. Истекающие через образовавшееся отверстие в переднем днище корпуса РДТТ продукты сгорания образуют реактивную силу, превышающую текущее значение тяги от основного сопла вследствие того, что радиус отверстия в переднем днище превышает (по третьему пункту формулы изобретения) радиус разгрузки сопла (3). Раструб, установленный на переднем днище, увеличивает реактивную силу. Наличие раструба (в рассматриваемом случае) необязательно (тяга от отверстия без раструба вследствие большого радиуса отверстия уже превышает тягу от сопла). Раструб лишь ускоряет отход отделившегося РДТТ от полезной нагрузки ракеты. Отметим, что «полезная» часть тяги, передающаяся на полезную нагрузку ракеты в полете, меньше тяги РДТТ, т.к. тяга РДТТ разгоняет не только полезную нагрузку ракеты определенной массы, но и сам работающий РДТТ. В условиях наземных огневых стендовых испытаний РДТТ на полезную нагрузку ракеты (точнее, стапель, ее заменяющий) тяга неподвижного РДТТ передается полностью. Условие превышения радиуса передней крышки над радиусом разгрузки сопла (3) в полете ракеты является несколько избыточным (поэтому в первом пункте формулы изобретения оно отсутствует), но необходимым в условиях наземных огневых стендовых испытаний РДТТ (включая отработку процесса его отделения). Данные рассуждения, объясняющие третий пункт формулы изобретения, справедливы для наиболее типичного случая, когда масса отделяемой части РДТТ сопоставима или меньше суммарной массы полезной нагрузки ракеты, включающей переходный (межступенчатый) отсек передней крышки. Приведенное сравнение по массам составных частей ракеты является условным и выбрано из следующих соображений. При отделении «пустого» (без заряда) РДТТ тяга делится пополам между полезной нагрузкой ракеты и «пустым» РДТТ. С учетом того что отделять «пустой» РДТТ бессмысленно (в нем должно оставаться сколько-то топлива), на полезную нагрузку ракеты в момент разделения передается усилие, составляющее менее половины силы тяги РДТТ. Если ракета состоит из тяжелого РДТТ и сверхлегкой полезной нагрузки (включающей переходный (межступенчатый) отсек передней крышки), то тяга РДТТ будет разгонять, прежде всего, массу самого двигателя. Только незначительная часть тяги будет использована для разгона сверхлегкой полезной нагрузки ракеты. Потребный радиус передней крышки в этом случае может быть меньше радиуса разгрузки (3) сопла (см. первый пункт формулы изобретения). Наземная отработка такого РДТТ несколько усложнится. Стремление снизить радиус передней крышки объяснимо с точки зрения уменьшения осевой перегрузки ракеты при отделении, а также для снижения массы РДТТ. Для отталкивания тяжелого РДТТ от сверхлегкой полезной нагрузки ракеты радиус передней крышки можно было бы уменьшить в несколько раз. Однако с учетом необходимости (для отхода от полезной нагрузки ракеты) последующего газодинамического торможения РДТТ после его отталкивания радиус разгрузки (5) отверстия в переднем днище должен быть больше радиуса разгрузки (3) сопла. Понятно, что наличие раструба в этом случае практически обязательно, т.к. без раструба значение радиуса разгрузки отверстия приблизилось бы к значению радиуса передней крышки, т.е. результирующая сила, приложенная к оттолкнувшемуся РДТТ, не тормозила бы его, а наоборот, разгоняла. Четвертый пункт формулы изобретения ограничивает максимальный радиус передней крышки. Примем, что отталкивающая РДТТ сила (РкFотв - R) должна превышать силу трения fтр не более чем в два раза (подразумевается, что сила трения определяется с двукратной погрешностью). Таким образом, условие ограничения максимального радиуса отверстия выглядит следующим образом:The technical result is achieved by the fact that in the proposed solid propellant rocket motor there are practically no (with the exception of the compact locking device) special devices for traction cutoff. They are replaced by a central hole in the front bottom of the case and the front cover (i.e. the elements present in any solid propellant rocket motor). The design of the solid propellant rocket proposed by the invention has minimum dimensions and weight both due to the lack of additional heavy and bulky devices, and because it makes it possible to use the organoplastic solid propellant housing (which has central pole holes). Organoplastic cases are characterized by the minimum weight of the structure. The “useful” (i.e., the accelerator that does not accelerate the solid propellant rocket itself, but what is in front (the missile payload)) part of the solid propellant rocket propulsion (or, in bench conditions, all thrust) is transmitted to the rocket payload (ie the missile except for the solid propellant under consideration) completely through the front cover if the radius of the front cover is greater than the radius of the nozzle discharge (3). We begin the discussion precisely with this case, which is indicated in the claims by the dependent (ie, “optional”) third paragraph, implying an infinitely large rocket payload. Note that if the front cover had a radius smaller than the nozzle discharge radius (3), then the solid propellant thrust (at least in bench conditions) would be transmitted partly through the front cover, partly through the front bottom of the solid propellant body. In this case, when removing the hard connection between the front cover and the solid-state solid-propellant housing, the front cover would not budge, because would remain pressed against the rocket payload by a force equal to the part of the thrust applied to the front bottom of the solid propellant rocket hull. In the proposed solid propellant rocket motor after removing the rigid connection between the solid rocket motor body and the front cover, the rocket payload is affected by the force directed forward and exceeding the solid rocket motor thrust by the value of the product of pressure in the working solid rocket motor body by the ring area formed by the radius of the front cover and the nozzle discharge radius. The resulting backward force acts on the solid propellant rocket motor, the magnitude of which is determined by the difference in force from the pressure in the housing of the solid propellant rocket motor acting on the front cover and the solid propellant motor thrust. As a result, the working solid propellant is moving along the front cover made in the form of a piston. The piston acts as a pusher that repels the payload of the rocket. At the same time (in relation to flight conditions), overloads exceeding permissible values practically do not affect the payload of the rocket. The axial overload of the rocket (before the locking device is activated) is less than the maximum (i.e., permissible) value. This is because the current mass of the rocket with the working solid propellant mounted on it is greater than its final (minimum) value (corresponding to the maximum overload) by the amount of fuel that did not burn out (at the time of solid propellant separation). At the time of separation, the force on the front cover slightly (by 5 ÷ 10%, i.e., so much as to overcome the friction force in the sealing unit of the front cover) exceeds the traction force of the solid propellant rocket motor. Because increased (by 5 ÷ 10%) force pushes a weighted rocket (by the amount of unburned fuel), its axial overload remains at an acceptable level. After the piston-cover leaves the solid propellant rocket housing (depressurization of the front cover), the force applied to the payload of the rocket disappears. The resulting force directed backward, applied to the separated solid propellant rocket motor, remains, only its nature changes. The combustion products flowing through the hole formed in the front bottom of the solid-propellant solid-propellant rocket generate a reactive force that exceeds the current thrust from the main nozzle due to the radius of the hole in the front bottom (according to the third claim) of the nozzle discharge radius (3). A bell mounted on the front bottom increases reactive power. The presence of a bell (in the case under consideration) is optional (the thrust from the hole without a bell, due to the large radius of the hole, already exceeds the thrust from the nozzle). The bell only accelerates the separation of the separated solid propellant rocket from the payload of the rocket. Note that the “useful” part of the thrust transmitted to the payload of the rocket in flight is less than the thrust of the solid propellant rocket because the thrust of a solid propellant rocket accelerates not only the payload of a rocket of a certain mass, but also the solid propellant rocket engine itself. In the conditions of ground firing rocket tests of solid propellant rocket rocket payload (more precisely, the slipway, its replacement), the thrust of a stationary solid propellant rocket is fully transmitted. The condition that the radius of the front cover exceeds the radius of the discharge of the nozzle (3) during the flight of the rocket is somewhat redundant (therefore, it is absent in the first claim), but necessary in the conditions of ground fire bench tests of solid propellant rocket engines (including testing the process of its separation). These arguments, explaining the third claim, are valid for the most typical case when the mass of the separated part of the solid propellant rocket motor is comparable to or less than the total mass of the payload of the rocket, including the transition (interstage) compartment of the front cover. The above comparison of the masses of the rocket components is conditional and is selected from the following considerations. When separating the "empty" (without charge) solid propellant rocket propulsion, the thrust is divided in half between the payload of the rocket and the "empty" solid propellant rocket propeller. Given that it is pointless to separate the “empty” solid propellant rocket (it should have some fuel left), a force of less than half of the solid propellant thrust force is transmitted to the rocket payload at the time of separation. If the rocket consists of a heavy solid propellant rocket and an ultralight payload (including a transitional (interstage) compartment of the front cover), then the solid propellant rocket propulsion will accelerate, first of all, the mass of the engine itself. Only a small portion of the thrust will be used to disperse the ultralight payload of the rocket. The required radius of the front cover in this case may be less than the discharge radius (3) of the nozzle (see the first claim). Ground-based mining of such a solid propellant rocket motor is somewhat more complicated. The desire to reduce the radius of the front cover is understandable from the point of view of reducing the axial overload of the rocket during separation, as well as to reduce the mass of solid propellant rocket engines. To repel a heavy solid propellant rocket propulsion from the ultralight payload of the rocket, the radius of the front cover could be reduced by several times. However, taking into account the need (for moving away from the missile payload) of the subsequent gas-dynamic braking of the solid propellant rocket propeller after it is repelled, the discharge radius (5) of the hole in the front bottom should be larger than the nozzle discharge radius (3). It is clear that the presence of a bell in this case is almost necessary, because without a bell, the radius of the hole unloading radius would approach the radius of the front cover, i.e. the resulting force applied to the repelled solid propellant rocket propulsion would not inhibit it, but rather accelerate it. The fourth claim limits the maximum radius of the front cover. We assume that the repulsive force of the solid propellant rocket motor (P to F resp - R) should not exceed the friction force f tr not more than twice (it is understood that the friction force is determined with a twofold error). Thus, the condition for limiting the maximum radius of the hole is as follows:
где Fотв - проходная площадь отверстия (с радиусом rотв) переднего днища корпуса;wherein holes F - communicating opening area (with radius r of holes) of the front housing bottom;
R - сила тяги РДТТ;R is the traction force of the solid propellant rocket engine;
Pк - давление продуктов сгорания в корпусе работающего РДТТ;P to - the pressure of the combustion products in the body of a working solid propellant rocket engine;
fтр - силы трения между корпусом (образующей поверхностью отверстия) и передней крышкой.f Tr - the frictional force between the body (forming the surface of the hole) and the front cover.
Изменение в полете значения суммарного импульса тяги РДТТ (сообщаемого ракете) обеспечивается простым снятием жесткой связи между корпусом РДТТ и его передней крышкой (срабатыванием стопорного устройства). Простота предложенной конструкции обеспечивает повышение ее надежности.The change in flight of the total impulse momentum of the solid propellant rocket motor (transmitted to the rocket) is provided by simply removing the rigid connection between the solid propellant rocket motor housing and its front cover (triggering of the locking device). The simplicity of the proposed design provides an increase in its reliability.
Данное техническое решение не известно из патентной и технической литературы.This technical solution is not known from the patent and technical literature.
Изобретение поясняется следующими чертежами:The invention is illustrated by the following drawings:
на фиг.1 показан ракетный двигатель твердого топлива в исходном состоянии (и в состоянии работы РДТТ на режиме создания тяги);figure 1 shows a rocket engine of solid fuel in the initial state (and in the state of operation of the solid propellant rocket engine in the mode of creating traction);
на фиг.2 показан ракетный двигатель твердого топлива в процессе отталкивания РДТТ от полезной нагрузки ракеты (точнее, в конечный момент отталкивания);figure 2 shows the rocket engine of solid fuel in the process of repelling solid propellant rocket propulsion from the payload of the rocket (more precisely, at the final moment of repulsion);
на фиг.3 показаны РДТТ и полезная нагрузка ракеты, когда тяга на полезную нагрузку ракеты уже не действует. Отделившийся РДТТ (вследствие своего торможения на режиме небольшой отрицательной тяги) отходит от полезной нагрузки ракеты;figure 3 shows the solid propellant rocket and the payload of the rocket when the thrust on the payload of the rocket is no longer valid. The separated solid propellant rocket rocket (due to its braking in the mode of small negative thrust) departs from the payload of the rocket;
на фиг.4 показана схема, иллюстрирующая проблематичность компоновки в ракете РДТТ с обычными соплами противотяги, имеющего большую тяговооруженность.figure 4 shows a diagram illustrating the problematic layout in the rocket solid propellant rocket with conventional nozzles traction, having a large thrust ratio.
Ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ) 1 содержит корпус 2, сопло 3, переднюю крышку 4. Передняя крышка 4 выполнена в виде поршня, установленного с возможностью продольного перемещения в отверстии 5, выполненном (фиг.2 и 3) в переднем днище 6 корпуса 2 РДТТ 1. Передняя крышка 4 зафиксирована относительно корпуса 2 стопорным устройством 7. На наружной поверхности переднего днища 6 корпуса 2 соосно отверстию 5 установлен раструб 8. Радиус разгрузки отверстия 5 (с учетом раструба 8), определяемый выражением (5), или радиус отверстия 5 (передней крышки 4) больше радиуса разгрузки сопла 3, определяемого выражением (3). Несмотря на «необязательность» (в формуле изобретения сформулировано зависимым третьим пунктом) более универсальным (с точки зрения работоспособности устройства и простоты его наземной отработки) является именно это условие, т.е. условие превышения радиуса передней крышки 4 над радиусом разгрузки сопла 3. Радиус разгрузки (3) сопла 3 в зависимости от применяемого топлива и степени расширения сопла 3 превышает радиус критического сечения сопла 3 в ~1,1÷1,4 раза. РДТТ 1 снаряжен зарядом 9 твердого ракетного топлива и воспламенителем 10, установленным, например, на передней крышке 4. Ракетное топливо заряда 9 характеризуется расходным коэффициентом αА, который определяется для каждой марки топлива. Данный коэффициент может быть определен термодинамическим расчетом, исходными данными для которого является химический состав топлива, а также может быть определен экспериментально. Передняя крышка 4 снабжена узлом 11 передачи тяги. При описании работы устройства под РДТТ 1 будем понимать как полностью снаряженный двигатель (включающий переднюю крышку 4), так и его отделяемую часть (т.е. двигатель без передней крышки 4). Полезная нагрузка 12 ракеты содержит переходный (межступенчатый) отсек 13. Переходный (межступенчатый) отсек 13 может быть снабжен устройством 14 его отделения. Переходный (межступенчатый) отсек 13 закреплен на передней крышке 4 РДТТ 1 посредством узла 11 передачи тяги.The solid propellant rocket engine (RDTT) 1 includes a
Устройство работает следующим образом. Запуск РДТТ 1 производится посредством срабатывания воспламенителя 10, воспламеняющего заряд 9, Воспламенитель 10 (фиг.1) в процессе срабатывания сгорает, поэтому на фиг.2 и 3 он не показан. При своей работе РДТТ 1 создает тягу, «полезная» часть которой от РДТТ 1 передается на полезную нагрузку 12 ракеты через переходный (межступенчатый) отсек 13 и узел 11 передачи тяги, выполненный на передней крышке 4. На переднюю крышку 4 действует выталкивающая сила от давления в корпусе работающего РДТТ. Эта сила превышает «полезную» часть силы тяги РДТТ 1 благодаря тому, что радиус передней крышки 4 больше радиуса разгрузки сопла 3 (определяемого выражением (3)). Если масса полезной нагрузки 12 ракеты и соответственно передаваемая на нее в полете сила настолько мала, что радиус передней крышки 4 может быть меньше радиуса разгрузки сопла 3 (определяемого выражением (3)), то и в этом случае выталкивающая сила превышает «полезную» часть силы тяги РДТТ 1. Разница между силой от давления в корпусе работающего РДТТ, действующего на переднюю крышку 4, и частью тяги, передающейся на переходный (межступенчатый) отсек 13, воспринимается стопорным устройством 7, фиксирующим переднюю крышку 4 на корпусе 2 РДТТ 1. Благодаря стопорному устройству 7 сохраняется целостность ракеты (и РДТТ) в полете. При наборе потребного значения суммарного импульса тяги подается команда на стопорное устройство 7, и происходит снятие жесткой связи между переходным (межступенчатым) отсеком 13 и работающим РДТТ 1. Под действием ранее описанных сил начинается движение РДТТ 1 по передней крышке 4, выполненной в виде поршня (фиг.2). Отталкивание РДТТ 1 происходит до момента выхода передней крышки 4 из отверстия 5. После этого выталкивающая сила от давления в корпусе работающего РДТТ, приложенная к передней крышке 4, быстро спадает до нуля - происходит обнуление «полезной» части силы тяги РДТТ 1. Направленная назад результирующая сила, приложенная к отделившемуся РДТТ 1, сохраняется, меняется лишь ее природа. Истекающие через отверстие 5 в переднем днище 6 корпуса 2 РДТТ 1 продукты сгорания образуют реактивную силу, превышающую текущее значение тяги от основного сопла 3. Превышение тяги отверстия 5 над тягой сопла 3 объясняется тем, что радиус отверстия 5 (или, по крайней мере, радиус разгрузки (5) отверстия 5) в переднем днище 6 превышает радиус разгрузки сопла 3 (выражение (3)). Тормозящийся РДТТ 1 отходит от равномерно движущейся в данный момент полезной нагрузки 12 ракеты на безопасное расстояние. На устройство 14 отделения подается команда, в результате которой переходный (межступенчатый) отсек 13 отделяется от ракеты. После отделения отсека 13 обеспечивается, например, возможность запуска двигателя следующей ступени ракеты. Далее ракета выполняет свои задачи по программе полета.The device operates as follows. The launch of the solid
Технико-экономическая эффективность предлагаемого изобретения по сравнению с прототипом, в качестве которого выбран «тянущий» двигатель ракеты 3М2 «Ладога» [Управляемые энергетические установки на твердом ракетном топливе/ В.И.Петренко, М.И.Соколовский, Г.А.Зыков, С.В.Лянгузов и др. Под общ. ред. М.И.Соколовского и В.И.Петренко. - М.: Машиностроение, 2003, 464 с., ил., с.165, рис.3.1], заключается в уменьшении габаритов РДТТ, его массы, упрощении конструкции и повышении надежности.Feasibility study of the proposed invention in comparison with the prototype, which is selected as the “pulling” engine of the 3M2 Ladoga rocket [Guided power plants using solid rocket fuel / V.I. Petrenko, M.I.Sokolovsky, G.A. Zykov , S.V. Lyanguzov and others. Under the general. ed. M.I.Sokolovsky and V.I. Petrenko. - M .: Engineering, 2003, 464 pp., Ill., P.165, Fig. 3.1], consists in reducing the dimensions of the solid propellant rocket engine, its mass, simplifying the design and increasing reliability.
Claims (4)
где J - удельный импульс тяги, образованной при истечении продуктов сгорания через сопло;
αА - расходный коэффициент;
rкр - радиус критического сечения сопла;
rотв - радиус отверстия;
Jотв - удельный импульс тяги, образованной при истечении продуктов сгорания через отверстие,
причем передняя крышка снабжена узлом передачи тяги.1. A rocket engine of solid fuel (RDTT), consisting of a housing, a charge of solid rocket fuel, a nozzle and a front cover placed in an equal radius radius hole of the front bottom of the housing, characterized in that the front cover is made in the form of a piston mounted with the possibility of longitudinal in the opening movement of the front bottom SPRM housing and fixed relative to the body holding device, the discharge openings of holes radius ρ
where J is the specific impulse of thrust formed during the expiration of combustion products through the nozzle;
αА - expense coefficient;
r cr - the radius of the critical section of the nozzle;
r resp - hole radius;
J holes - specific impulse formed at the expiration of the combustion products through the opening,
moreover, the front cover is equipped with a thrust transmission unit.
(Fотв-R/Pк)≤2fтр/Рк,
где Fотв - проходная площадь отверстия переднего днища корпуса;
R - сила тяги РДТТ;
Рк - давление продуктов сгорания в корпусе работающего РДТТ;
fтр - силы трения между корпусом и передней крышкой. 4. A rocket motor the solid fuel according to claim 1, characterized in that the difference between the passage area of the hole F of holes and the quotient of R SPRM traction on the pressure P within the housing to the working SRM is less than or equal to twice the value of the frictional force f between mp housing and front cover divided by the same pressure P to
(F holes -R / P a) ≤2f Tp / R k,
where F resp - the passage area of the opening of the front bottom of the housing;
R is the traction force of the solid propellant rocket engine;
R to - the pressure of the combustion products in the body of a working solid propellant rocket engine;
f Tr - friction between the housing and the front cover.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2009115054/06A RU2406862C1 (en) | 2009-04-20 | 2009-04-20 | Solid-propellant rocket engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2009115054/06A RU2406862C1 (en) | 2009-04-20 | 2009-04-20 | Solid-propellant rocket engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2406862C1 true RU2406862C1 (en) | 2010-12-20 |
Family
ID=44056654
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2009115054/06A RU2406862C1 (en) | 2009-04-20 | 2009-04-20 | Solid-propellant rocket engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2406862C1 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2558488C2 (en) * | 2013-10-18 | 2015-08-10 | Публичное акционерное общество "Научно-производственное объединение "Искра" (ПАО "НПО "Искра") | Solid-propellant rocket engine |
| RU2723276C1 (en) * | 2019-05-28 | 2020-06-09 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Rocket engine with solid fuel |
| CN115329467A (en) * | 2022-10-13 | 2022-11-11 | 中国人民解放军63921部队 | Method and device for distinguishing repeatedly-used rocket engine based on typical characteristics |
-
2009
- 2009-04-20 RU RU2009115054/06A patent/RU2406862C1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2558488C2 (en) * | 2013-10-18 | 2015-08-10 | Публичное акционерное общество "Научно-производственное объединение "Искра" (ПАО "НПО "Искра") | Solid-propellant rocket engine |
| RU2723276C1 (en) * | 2019-05-28 | 2020-06-09 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Rocket engine with solid fuel |
| CN115329467A (en) * | 2022-10-13 | 2022-11-11 | 中国人民解放军63921部队 | Method and device for distinguishing repeatedly-used rocket engine based on typical characteristics |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4745861A (en) | Missiles | |
| JP5216804B2 (en) | Portable guided bullet injection and separation device | |
| RU2406862C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| US3279187A (en) | Rocket-ramjet propulsion engine | |
| US8281599B2 (en) | Device for damping the lateral forces due to jet separation acting on a rocket engine nozzle | |
| Naumann et al. | Double-pulse solid rocket technology at bayern-chemie/protac | |
| FR2754566A1 (en) | EJECTABLE INSERTS ENGINE-ROCKER TUBE | |
| US20090229241A1 (en) | Hybrid missile propulsion system with reconfigurable multinozzle grid | |
| EP2614242B1 (en) | Propulsion system for an aircraft, in particular for a missile | |
| US6481198B1 (en) | Multi-stage rocket motor assembly including jettisonable launch motor integrated with flight igniter | |
| US4625649A (en) | Projectiles | |
| RU2326338C2 (en) | Rocket | |
| US8910576B2 (en) | Bomb for deployment from an air vehicle | |
| DE102016121094A1 (en) | Ejection engine as annular combustion chamber | |
| US10570856B2 (en) | Device for modulating a gas ejection section | |
| RU2538645C1 (en) | Method of extending area of applicability of coned-bore rocket and coned-bore rocket implementing method | |
| RU2400688C1 (en) | System of rocket launching from launch container | |
| RU2109160C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2372513C1 (en) | Rocket engine nozzle plug | |
| RU2127821C1 (en) | Jet engine ignition device | |
| RU2209331C2 (en) | Solid-propellant acceleration engine plant | |
| US3216357A (en) | Thrust reversal system | |
| RU2727116C1 (en) | Solid fuel rocket engine | |
| RU2621588C1 (en) | Compound ramjet | |
| EP0157808A1 (en) | Rocket with different charges |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20160421 |