RU2613351C1 - Solid-fuel rocket engine of guided projectile - Google Patents
Solid-fuel rocket engine of guided projectile Download PDFInfo
- Publication number
- RU2613351C1 RU2613351C1 RU2015149788A RU2015149788A RU2613351C1 RU 2613351 C1 RU2613351 C1 RU 2613351C1 RU 2015149788 A RU2015149788 A RU 2015149788A RU 2015149788 A RU2015149788 A RU 2015149788A RU 2613351 C1 RU2613351 C1 RU 2613351C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- charge
- solid fuel
- housing
- solid
- fuel charge
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/08—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants
- F02K9/30—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants with the propulsion gases exhausting through a plurality of nozzles
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/08—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants
- F02K9/32—Constructional parts; Details not otherwise provided for
- F02K9/36—Propellant charge supports
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Solid-Fuel Combustion (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработках ракетных двигателей твердого топлива, преимущественно для управляемых снарядов, выстреливаемых из ствола артиллерийского орудия.The invention relates to rocket technology and can be used in the development of solid propellant rocket engines, mainly for guided missiles fired from an artillery gun barrel.
Известен ракетный двигатель твердого топлива управляемого снаряда и воспламенитель твердотопливного заряда (патент РФ №2079689, заявка №94004166 от 08.02.1994 г, МПК F02K 9/08). Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус с сопловым блоком, воспламенитель, вкладной заряд твердого топлива с центральным каналом и размещенной в нем трубкой, сопловую заглушку, при этом двигатель снабжен узлом очистки выхлопных газов, выполненным в виде глухих сборных полостей, образованных дополнительно предусмотренными усеченными пирамидальными выступами, малые основания которых расположены параллельно наружной конической поверхности форсажного участка шашки, а большие - напротив сопел, корпусом двигателя и уплотнительным кольцом в сторону действия полетных перегрузок. Трубка, расположенная внутри канала пороховой шашки, покрыта материалом с низким коэффициентом теплопроводности в виде термостойкой пластмассы.Known rocket engine solid fuel guided projectile and igniter solid propellant charge (RF patent No. 2079689, application No. 94004166 from 08.02.1994 g, IPC
Рассмотренная конструкция ракетного двигателя частично снижает задымленность выхлопных продуктов сгорания ракетного двигателя, что улучшает условия на линии визирования для поражения цели управляемым снарядом. Снижение задымленности трассы полета достигается как конструктивным выполнением ракетного двигателя, так и конструкцией воспламенителя на основе форсажной камеры. Так, при срабатывании от электровоспламенителя инициирующего состава, продукты его сгорания через дуговые каналы с большой скоростью попадают в выемки с пороховыми таблетками, где происходит их внезапное расширение, резкое падение скорости и осаждение твердых раскаленных частиц. При этом за счет внезапного расширения продуктов сгорания инициирующего состава и дугового расположения соединительных каналов твердые частицы, составляющие основную часть задымленности трассы полета, сепарируются и оседают в выемках с пороховыми таблетками и не попадают в камеру двигателя, где расположен заряд твердого топлива. Тем самым снижается надежность воспламенения заряда, особенно при крайнем отрицательном значении температурного диапазона эксплуатации, так как твердые раскаленные частицы продуктов сгорания инициирующего состава являются очагами воспламенения на открытых поверхностях заряда твердого топлива. Таким образом, рассмотренные конструкции ракетного двигателя и воспламенителя не исключают затяжных выходов двигателя на режим, а также на воспламенение заряда твердого топлива, особенно при отрицательных температурах.The considered design of the rocket engine partially reduces the smokiness of the exhaust products of combustion of the rocket engine, which improves the conditions on the line of sight for hitting a target with a guided projectile. Reducing the smoke of the flight path is achieved as a structural embodiment of the rocket engine, and the design of the ignitor based on the afterburner. So, when the initiating composition is triggered by an electric igniter, the products of its combustion through the arc channels enter the recesses with the powder pellets at a high speed, where they suddenly expand, a sharp drop in speed and sedimentation of solid hot particles. At the same time, due to the sudden expansion of the combustion products of the initiating composition and the arc arrangement of the connecting channels, the solid particles that make up the bulk of the smoke of the flight path are separated and deposited in the recesses with powder pellets and do not fall into the engine chamber, where the solid fuel charge is located. This reduces the reliability of ignition of the charge, especially at the extreme negative value of the temperature range of operation, since the solid hot particles of the combustion products of the initiating composition are the foci of ignition on the open surfaces of the charge of solid fuel. Thus, the considered designs of the rocket engine and igniter do not exclude prolonged engine exits to the mode, as well as to ignite the charge of solid fuel, especially at low temperatures.
Известен также ракетный двигатель твердого топлива управляемого снаряда, воспламенитель твердотопливного заряда и сопловой блок ракетного двигателя (патент РФ №2351788, заявка №2008102294 от 21.01.2008 г, МПК F02K 9/30 - прототип). Ракетный двигатель твердого топлива управляемого снаряда содержит корпус с передним сопловым блоком, узел очистки пороховых газов, воспламенитель с форсажной камерой, вкладной заряд твердого топлива с центральным каналом, установленный в корпусе на уплотнительном кольце, размещенную в канале заряда осевую трубку, сопловую заглушку и дополнительный узел очистки пороховых газов, выполненный в виде составной двухслойной эластичной трубы из полимерного материала с низким коэффициентом теплопроводности, размещенной в зазоре, образованном между внутренней стенкой корпуса двигателя и наружной поверхностью порохового заряда, причем внутренний слой трубы выполнен по длине меньше наружного слоя и образует зазор с диаметральным уплотнительным кольцом. Торцевая опорная поверхность заряда образована комбинацией забронированного и открытого концентричных колец. Напротив сопел в корпусе образована выемка тороидальной формы, а осевая трубка установлена в элементах корпуса с возможностью осевого перемещения телескопическим соединением.Also known is a rocket engine of solid fuel of a guided projectile, an ignitor of a solid propellant charge and a nozzle block of a rocket engine (RF patent No. 2351788, application No. 2008102294 of January 21, 2008, IPC
Запатентованный с ракетным двигателем воспламенитель твердотопливного заряда ракетного двигателя содержит электровоспламенитель, расположенную со стороны дна двигателя форсажную камеру тороидальной формы с выходными отверстиями, заполненную воспламенительными пороховыми таблетками, инициирующим составом, воспламенительными пороховыми таблетками со сквозными отверстиями, прилегающими к инициирующему составу, и имитаторами из термостойкой пластмассы. Выходные отверстия форсажной камеры ориентированы на незабронированную поверхность торца порохового заряда под острым углом, причем вход этих отверстий размещен в глухой конической полости, образованной конической проточкой крышки форсажной камеры с осевой стороны.The rocket engine propellant solid propellant charge igniter contains an electric igniter, a toroidal afterburner located on the bottom of the engine, with outlet openings filled with ignition powder tablets, an initiating composition, ignition powder tablets with through holes adjacent to the initiator composition made of plastic, and imitates . The outlet openings of the afterburner chamber are oriented at an unarmored surface of the end face of the powder charge at an acute angle, and the inlet of these holes is placed in a blind conical cavity formed by the conical groove of the afterburner cover on the axial side.
Рассмотренная конструкция ракетного двигателя с воспламенителем твердотопливного заряда, выбранная за прототип предлагаемого технического решения, позволяет еще больше снизить задымленность трассы полета реактивного снаряда за счет повышения прозрачности выхлопных продуктов сгорания ракетного двигателя. Кроме того, выполнение сквозных отверстий в двух воспламенительных пороховых таблетках, примыкающих к инициирующему составу, улучшает воспламенение воспламенительных таблеток без отверстий и тем самым интенсифицирует процессы воспламенения и горения таблеток в форсажной камере воспламенителя и истечения из нее продуктов сгорания. Однако вышерассмотренному ракетному двигателю с воспламенителем присущи и недостатки. Поясним это следующим. Вкладной заряд твердого топлива устанавливается в корпус двигателя с радиальными зазорами как между зарядом и корпусом, так и между центральным каналом заряда и осевой трубкой. В описании конструкции вышерассмотренного ракетного двигателя не оговорено как эти радиальные зазоры соотносятся между собой. В том случае, когда радиальный зазор между осевой трубкой и центральным каналом заряда меньше радиального зазора между наружной поверхностью заряда и корпусом, то под действием силы тяжести, инерционных сил от вращения вокруг продольной оси и выполнения управляемым снарядом маневров на траектории, в период воспламенения заряда осевая трубка имеет возможность многократно соприкасаться с воспламеняемой поверхностью канала и пригасать ее в местах контакта. Это приводит к затяжному выходу двигателя на режим и не исключает отказов, связанных с невоспламенением твердотопливного заряда, особенно при крайнем отрицательном значении температуры диапазона эксплуатации. Кроме того, незабронированная часть торцевой опорной поверхности заряда в зонах, примыкающих к расходным отверстиям форсажной камеры, в начале ее работы подвергается существенному термогазодинамическому воздействию, которое может местно разрушать (раскалывать) твердотопливный заряд. Местный раскол заряда существенно увеличивает поверхность горения, что также приводит к отказу, обусловленному резким повышением давления в двигателе и разрушению его. И кроме того, при существенном термогазодинамическом воздействии струй, истекающих из расходных отверстий форсажной камеры, твердотопливный заряд в пределах осевого зазора ускоряется и после удара в упор в передней части корпуса может расколоться (особенно при отрицательных температурах), что также приведет к резкому повышению давления в двигателе и его разрушению.The considered design of a rocket engine with a solid-fuel charge igniter, selected for the prototype of the proposed technical solution, can further reduce the smoke of the flight path of a rocket by increasing the transparency of the exhaust products of combustion of a rocket engine. In addition, the implementation of through holes in two igniter powder tablets adjacent to the initiating composition improves the ignition of igniter tablets without holes and thereby intensifies the processes of ignition and burning of tablets in the afterburner of the igniter and the discharge of combustion products from it. However, the above ignition rocket engine also has disadvantages. Let us explain this as follows. The plug-in charge of solid fuel is installed in the engine casing with radial gaps both between the charge and the casing, and between the central charge channel and the axial tube. The description of the design of the above rocket engine does not stipulate how these radial clearances relate to each other. In the case when the radial clearance between the axial tube and the central channel of the charge is less than the radial clearance between the outer surface of the charge and the body, then under the influence of gravity, inertial forces from rotation around the longitudinal axis and the execution of a controlled projectile maneuvers on the trajectory, in the period of ignition of the charge axial the tube has the ability to repeatedly come into contact with the flammable surface of the channel and damp it at the points of contact. This leads to a prolonged exit of the engine to the mode and does not exclude failures associated with the non-ignition of the solid fuel charge, especially at the extreme negative value of the temperature of the operating range. In addition, the unarmored part of the end support surface of the charge in the areas adjacent to the flow openings of the afterburner chamber, at the beginning of its operation, is subjected to significant thermo-gas-dynamic effects, which can locally destroy (split) the solid fuel charge. Local split of the charge significantly increases the combustion surface, which also leads to failure due to a sharp increase in pressure in the engine and its destruction. And in addition, with a significant thermogasdynamic effect of the jets flowing from the flow openings of the afterburner, the solid fuel charge within the axial clearance is accelerated and after hitting an emphasis in the front of the housing can crack (especially at low temperatures), which will also lead to a sharp increase in pressure in engine and its destruction.
Для снижения термогазодинамического воздействия на заряд и исключения его раскола, казалось бы, что надо уменьшать энергетику струй, истекающих из форсажной камеры. Это можно достигнуть уменьшая газоприход из воспламенительной форсажной камеры, например выполняя истечение из нее докритическим. Но тем самым ухудшается процесс воспламенения и стабильность горения пороховых таблеток в самой форсажной камере, что приводит к нестабильным, затяжным выходам двигателя на режим и не исключает отказов по воспламенению заряда твердого топлива, особенно при отрицательных температурах. Т.е. для надежного воспламенения заряда необходимо создать условия, при которых процессы воспламенения, горения в форсажной камере и истечения из нее были бы интенсивными, но при этом термогазодинамическое воздействие на заряд истекающих из форсажной камеры струй не приводило бы к его повреждению.To reduce the thermogasdynamic effect on the charge and eliminate its split, it would seem that it is necessary to reduce the energy of the jets flowing from the afterburner. This can be achieved by reducing the gas intake from the ignition afterburner, for example, performing a subcritical outflow from it. But this worsens the ignition process and the stability of the combustion of powder pellets in the afterburner itself, which leads to unstable, protracted engine exits to the mode and does not exclude failures to ignite the charge of solid fuel, especially at low temperatures. Those. for reliable ignition of the charge, it is necessary to create conditions under which the processes of ignition, combustion in the afterburner and outflow from it would be intense, but at the same time, the thermogasdynamic effect on the charge of the jets flowing from the afterburner would not lead to its damage.
При рассмотрении конструкции ракетного двигателя с воспламенителем, принятого за прототип, было сказано, что выполнение сквозных отверстий в двух воспламенительных пороховых таблетках, примыкающих к инициирующему составу, улучшает воспламенение пороховых таблеток без отверстий и тем самым интенсифицирует процессы воспламенения и горения в форсажной камере и истечения из нее. Однако в описании известного воспламенителя ничего не сказано, каким образом возможно осуществлять регулирование внутрибаллистических процессов в форсажной камере воспламенителя, а следовательно, и в камере двигателя. Поясним это следующим. При изготовлении зарядов твердого топлива используются партии топлива, различающиеся в пределах допусков по скорости горения и условно подразделяющиеся на: медленногорящие, среднегорящие и быстрогорящие партии топлива. Для воспламенения твердотопливного заряда, изготовленного из топлива быстрогорящей партии, необходимо подвести от воспламенителя меньшее количество тепла, чем для воспламенения заряда, изготовленного из топлива медленногорящей партии. Поэтому воспламенитель, надежно воспламеняющий заряд из быстрогорящего топлива, может быть недостаточен для надежного воспламенения заряда из медленногорящего топлива и это будет приводить к затяжным выходам двигателя на режим или даже к невоспламенению заряда и незапуску двигателя. Воспламенитель, который надежно воспламеняет заряд из медленногорящего топлива, будет избыточен по энергетике для заряда из быстрогорящего топлива. Это приводит к забросам внутрикамерного давления в двигателе и требует увеличения прочности и массы корпуса двигателя, что снижает его эффективность. Поэтому необходимо обеспечить возможность регулирования энергетики воспламенителя в зависимости от партии топлива применяемого твердотопливного заряда.When considering the design of a rocket engine with an igniter, adopted as a prototype, it was said that the implementation of through holes in two igniter powder tablets adjacent to the initiating composition improves the ignition of powder tablets without holes and thereby intensifies the processes of ignition and combustion in the afterburner and outflow from her. However, the description of the known igniter does not say how it is possible to regulate the ballistic processes in the afterburner of the igniter, and therefore in the engine chamber. Let us explain this as follows. In the manufacture of solid fuel charges, batches of fuel are used that differ within tolerances for the burning rate and are conditionally divided into: slow-burning, medium-burning and fast-burning fuel batches. To ignite a solid fuel charge made from fuel of a fast burning batch, it is necessary to supply less heat from the igniter than to ignite a charge made from fuel of a slow burning batch. Therefore, an ignitor that reliably ignites a charge from a quick-burning fuel may not be sufficient to reliably ignite a charge from a slow-burning fuel and this will lead to prolonged engine exits to the mode or even to non-ignition of the charge and the engine not starting. An igniter that reliably ignites a charge from a slow burning fuel will be excessively energetic for a charge from a fast burning fuel. This leads to over-casting of pressure inside the engine and requires an increase in the strength and mass of the engine casing, which reduces its efficiency. Therefore, it is necessary to ensure the possibility of regulating the igniter energy depending on the batch of fuel used solid fuel charge.
Задачей, на решение которой направлено предлагаемое изобретение, является повышение надежности воспламенения твердотопливного заряда и запуска ракетного двигателя при повышении его эффективности.The problem to which the invention is directed, is to increase the reliability of ignition of a solid fuel charge and launch a rocket engine while increasing its efficiency.
Решение поставленной задачи достигается тем, что в известном ракетном двигателе твердого топлива, содержащем корпус с осевой трубкой, воспламенитель с форсажной камерой, снабженной расходными отверстиями, вкладной, с центральным каналом и частично забронированный по наружной поверхности заряд твердого топлива, опирающийся на форсажную камеру и установленный в корпусе на уплотнительном кольце с радиальными зазорами относительно корпуса и осевой трубки, в котором радиальный зазор между корпусом и наружной забронированной поверхностью заряда твердого топлива выполнен меньше радиального зазора между центральным каналом заряда твердого топлива и осевой трубкой, при этом на форсажной камере со стороны опорного торца заряда твердого топлива выполнены радиальные пазы, проходящие через расходные отверстия и сообщающие полость, образованную центральным каналом заряда твердого топлива и осевой трубкой, с полостью, образованной наружной поверхностью заряда твердого топлива и корпусом. В частном случае конструктивного исполнения ракетного двигателя ширина и глубина радиальных пазов составляют соответственно 1,2…1,6 и 0,4…0,6 диаметра расходных отверстий форсажной камеры.The solution to this problem is achieved by the fact that in the known rocket engine of solid fuel, comprising a housing with an axial tube, an ignitor with a afterburner equipped with flow openings, a plug-in, with a central channel and a partially charged solid fuel charge resting on the afterburner and installed in the housing on a sealing ring with radial clearances relative to the housing and the axial tube, in which the radial clearance between the housing and the outer reserved surface solid fuel charge is made smaller than the radial clearance between the central channel of solid fuel charge and the axial tube, while radial grooves are made on the afterburner on the side of the support end face of the solid fuel charge, passing through the flow openings and communicating the cavity formed by the central channel of solid fuel charge and the axial tube , with a cavity formed by the outer surface of the charge of solid fuel and the housing. In the particular case of the design of the rocket engine, the width and depth of the radial grooves are 1.2 ... 1.6 and 0.4 ... 0.6, respectively, of the diameter of the supply aperture of the afterburner.
Предлагаемое изобретение поясняется графическими материалами, где на Фиг. 1 схематично изображен общий вид твердотопливного ракетного двигателя в разрезе; на Фиг. 2 - выров I на Фиг. 1 (в увеличенном масштабе); на Фиг. 3 - поперечный разрез по А-А на Фиг. 1; на Фиг. 4 - поперечный разрез по Б-Б на Фиг. 1 (в увеличенном масштабе).The invention is illustrated by graphic materials, where in FIG. 1 is a schematic cross-sectional view of a solid propellant rocket engine; in FIG. 2 - recess I in FIG. 1 (on a larger scale); in FIG. 3 is a cross-section along AA in FIG. one; in FIG. 4 is a transverse section along BB in FIG. 1 (on a larger scale).
Ракетный двигатель содержит корпус 1 с осевой трубкой 2, воспламенитель 3 с форсажной камерой 4, снабженной расходными отверстиями 5, вкладной твердотопливный заряд 6 с центральным каналом 7, на части наружной поверхности которого нанесено бронепокрытие 8. Заряд 6 установлен в корпусе 1 на уплотнительном кольце 9 с радиальными зазорами δ1 относительно осевой трубки 2 и δ2 относительно корпуса 1 и опирается на форсажную камеру 4 опорным торцом 10 под действием продольной перегрузки при выстреле управляемого снаряда из орудия. При этом радиальный зазор δ2 между корпусом 1 и наружной забронированной поверхностью заряда 6 твердого топлива выполнен меньше радиального зазора δ1 между центральным каналом 7 и осевой трубкой 2. На форсажной камере 4 со стороны опорного торца 10 заряда 6 выполнены радиальные пазы 11, проходящие через расходные отверстия 5 и сообщающие полость 12, образованную центральным каналом 7 и осевой трубкой 2, с полостью 13, образованной наружной забронированной поверхностью заряда 6 и корпусом 1. В частном случае конструктивного выполнения ширина и глубина радиальных пазов составляет соответственно 1,2…1,6 и 0,4…0,6 диаметра расходных отверстий 5 форсажной камеры 4.The rocket engine comprises a
Воспламенительная форсажная камера 4 тороидальной формы с расходными отверстиями 5 расположена со стороны дна двигателя и заполнена воспламенительными пороховыми таблетками 14, две из которых 15 выполнены со сквозными отверстиями, имитаторами таблеток 16 и инициирующим составом 17, причем пороховые таблетки 15 со сквозными отверстиями примыкают к инициирующему составу 17. Напротив мешочка с навеской инициирующего состава 17 установлен электровоспламенитель 18. Количества воспламенительных пороховых таблеток без отверстий 14 и имитаторов таблеток 16 выполнены переменными в зависимости от партии топлива твердотопливного заряда ракетного двигателя, при этом суммарное количество пороховых таблеток и их имитаторов выполнено постоянным, а толщина горящего свода воспламенительных пороховых таблеток со сквозными отверстиями составляет 0,3…0,5 толщины горящего свода воспламенительных пороховых таблеток без отверстий.An
Не указанные в описании узлы и элементы ракетного двигателя, необходимые для его функционирования, конструктивно могут быть выполнены как в прототипе.Not specified in the description of the nodes and elements of the rocket engine, necessary for its operation, can be structurally performed as in the prototype.
Работа предложенного ракетного двигателя осуществляется следующим образом. Управляемый снаряд, в состав которого входит предлагаемый ракетный двигатель, выстреливается из ствола орудия. В соответствии с циклограммой работы управляемого снаряда подается электрический сигнал на срабатывание электровоспламенителя 18, форс пламени которого поджигает инициирующий состав 17. Продукты сгорания инициирующего состава воспламеняют пороховые таблетки 15 и через сквозные отверстия, выполненные в них, попадают на пороховые таблетки 14 без отверстий. Таблетки 15, имеющие за счет сквозного отверстия более развитую поверхность горения, интенсифицируют процесс горения в форсажной камере 4 и тем самым улучшают условия для воспламенения таблеток 14. Продукты сгорания из форсажной камеры 4 через расходные отверстия 5 попадают в камеру двигателя, где расположен твердотопливный заряд 6. Так как через расходные отверстия 5 проходят продольные пазы 11, то газы, истекающие из форсажной камеры 4, в этих пазах резко расширяются, теряют скорость и направляются в полости 12 и 13. Тем самым снижается газодинамическое воздействие истекающих из расходных отверстий 5 газовых струй на опорный торец 10 заряда 6 и исключается местное (в зонах воздействия газовых струй) разрушение заряда 6. Кроме того, снижение газодинамического воздействия газовых струй на опорный торец 10 заряда 6 и перераспределение давления по пазам 11 в полости 12 и 13 уменьшает ускорение заряда 6 в пределах осевого зазора в корпусе 1 и тем самым исключает его раскол при ударе в упор в передней части корпуса. Поступающие в камеру двигателя из форсажной камеры 4 продукты сгорания прогревают и воспламеняют открытые (незабронированные) поверхности заряда 6. Пороховые таблетки 15 (с отверстиями), имеющие по сравнению с пороховыми таблетками 14 (без отверстий) более развитую поверхность горения и меньшую толщину горящего свода (0,3…0,5 толщины горящего свода таблеток 14), прогорают быстрее таблеток 14 и за счет этого интенсивность газоприхода в форсажной камере и расхода из нее снижаются. Но к этому моменту времени часть незабронированной поверхности заряда 6 уже воспламенилась. При этом в зависимости от применяемой партии топлива твердотопливного заряда 6 количества таблеток 14 и имитаторов таблеток 16 в форсажной камере 4 будут переменными: для быстрогорящей партии топлива количество таблеток 14 будет меньше, а количество имитаторов таблеток 16 будет соответственно больше, чем для медленногорящей партии топлива. Т.е. в зависимости от партии топлива твердотопливного заряда 6 часть пороховых таблеток 14 в форсажной камере 4 заменяется имитаторами таблеток 16 и наоборот, но при этом суммарное количество пороховых воспламенительных таблеток и их имитаторов выполнено постоянным. Далее, в процессе снижающегося газоприхода в камеру двигателя из форсажной камеры 4 и увеличивающегося газоприхода от уже воспламенившихся участков поверхности заряда 6 воспламеняются остальные незабронированные участки заряда 6, вскрываются сопловые заглушки и двигатель выходит на режим. При этом так как в процессе воспламенения заряда 6 радиальные зазоры соотносятся как δ1>δ2, то при маневрировании и вращении по крену управляемого снаряда на траектории не происходит касания поверхности трубки 2 с горящей поверхностью канала 7, что исключает пригасание горящей поверхности канала 7, а следовательно, повышает надежность воспламенения заряда 6 и запуска двигателя. Кроме того, так как комплектация форсажной камеры 4 воспламенителя регулируется в зависимости от партии топлива заряда 6, то также повышается надежность его воспламенения и снижается величина забросов внутрикамерного давления в двигателе. Тем самым повышается эффективность двигателя за счет снижения его массы.The work of the proposed rocket engine is as follows. A guided projectile, which includes the proposed rocket engine, is fired from the gun barrel. In accordance with the sequence diagram of the operation of the guided projectile, an electric signal is supplied to trigger the
Испытания предложенного ракетного двигателя подтвердили повышение надежности воспламенения твердотопливного заряда и запуска двигателя в температурном диапазоне эксплуатации от минус 50°C до 50°C.Tests of the proposed rocket engine confirmed an increase in the reliability of ignition of a solid fuel charge and engine start in the temperature range of operation from minus 50 ° C to 50 ° C.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2015149788A RU2613351C1 (en) | 2015-11-20 | 2015-11-20 | Solid-fuel rocket engine of guided projectile |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2015149788A RU2613351C1 (en) | 2015-11-20 | 2015-11-20 | Solid-fuel rocket engine of guided projectile |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2613351C1 true RU2613351C1 (en) | 2017-03-16 |
Family
ID=58458186
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2015149788A RU2613351C1 (en) | 2015-11-20 | 2015-11-20 | Solid-fuel rocket engine of guided projectile |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2613351C1 (en) |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR1265327A (en) * | 1960-05-19 | 1961-06-30 | France Etat | Ignition device of the cruising thruster of a self-propelled projectile |
| RU2079689C1 (en) * | 1994-02-08 | 1997-05-20 | Акционерная компания "Туламашзавод" | Solid-propellant rocket engine for guided projectile and solid propellant ignitor |
| RU2211350C1 (en) * | 2002-01-08 | 2003-08-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Rocket engine solid-propellant charge |
| RU2351788C1 (en) * | 2008-01-21 | 2009-04-10 | Открытое акционерное общество "Акционерная Компания "Туламашзавод" | Guided missile solid-propellant rocket engine, solid propellant igniter and rocket engine nozzle assembly |
| RU2453721C2 (en) * | 2010-09-22 | 2012-06-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Rocket engine inserted solid-propellant face-combustion charge |
-
2015
- 2015-11-20 RU RU2015149788A patent/RU2613351C1/en active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR1265327A (en) * | 1960-05-19 | 1961-06-30 | France Etat | Ignition device of the cruising thruster of a self-propelled projectile |
| RU2079689C1 (en) * | 1994-02-08 | 1997-05-20 | Акционерная компания "Туламашзавод" | Solid-propellant rocket engine for guided projectile and solid propellant ignitor |
| RU2211350C1 (en) * | 2002-01-08 | 2003-08-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Rocket engine solid-propellant charge |
| RU2351788C1 (en) * | 2008-01-21 | 2009-04-10 | Открытое акционерное общество "Акционерная Компания "Туламашзавод" | Guided missile solid-propellant rocket engine, solid propellant igniter and rocket engine nozzle assembly |
| RU2453721C2 (en) * | 2010-09-22 | 2012-06-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Rocket engine inserted solid-propellant face-combustion charge |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US2884859A (en) | Rocket projectile | |
| US3442084A (en) | Multistage solid fuel rocket propulsion unit for the placing of depth charges | |
| US3439613A (en) | Self-propelled hollow charge having concave liner with propellant contained therein | |
| RU2372581C1 (en) | Cartridge with jet bullet | |
| RU2525352C1 (en) | Round for grenade launcher | |
| RU2493533C1 (en) | Active jet projectile | |
| RU2613351C1 (en) | Solid-fuel rocket engine of guided projectile | |
| RU2604772C1 (en) | Pulsed solid-fuel engine | |
| RU2351788C1 (en) | Guided missile solid-propellant rocket engine, solid propellant igniter and rocket engine nozzle assembly | |
| RU2133864C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2675983C1 (en) | Cumulative-high-explosive charge engine | |
| RU2647256C1 (en) | Method of increasing the distance of the rocket-propelled grenade | |
| RU2690472C1 (en) | Solid-propellant charge for starting jet engines | |
| RU2644804C1 (en) | Small-pulse impulse rpre working in the low-speed detonation mode | |
| RU2527903C1 (en) | Ignition of solid-propellant charge and solid-propellant rocket engine to this end | |
| RU2705677C2 (en) | Pyrotechnic cartridge for precipitation stimulation | |
| RU2783054C1 (en) | Dual-mode solid propellant rocket engine | |
| RU2117235C1 (en) | Pulse rocket projectile | |
| RU2225586C1 (en) | Cassette warhead | |
| RU2246633C2 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2493401C1 (en) | Solid propellant rocket engine | |
| RU2777720C2 (en) | Bullet with reactive launched cartridge | |
| RU2340860C1 (en) | Missile for active impact on clouds | |
| RU2711208C1 (en) | Active-jet projectile with rocket-ramjet engine for guns with a rifled barrel | |
| RU2294509C1 (en) | Method for fire of guided missile from recoilles gun and recoilless gun for its realization |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180905 Effective date: 20210525 |
|
| QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20150408 Effective date: 20210716 |