RU2678602C1 - Rocket engine for solid fuel for hinder parts separated - Google Patents
Rocket engine for solid fuel for hinder parts separated Download PDFInfo
- Publication number
- RU2678602C1 RU2678602C1 RU2017145529A RU2017145529A RU2678602C1 RU 2678602 C1 RU2678602 C1 RU 2678602C1 RU 2017145529 A RU2017145529 A RU 2017145529A RU 2017145529 A RU2017145529 A RU 2017145529A RU 2678602 C1 RU2678602 C1 RU 2678602C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- reflector
- holes
- diameter
- row
- circular row
- Prior art date
Links
- 239000004449 solid propellant Substances 0.000 title claims abstract description 17
- 239000011521 glass Substances 0.000 claims abstract description 6
- 239000000203 mixture Substances 0.000 claims abstract description 5
- WQGWDDDVZFFDIG-UHFFFAOYSA-N pyrogallol Chemical compound OC1=CC=CC(O)=C1O WQGWDDDVZFFDIG-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 4
- 239000007787 solid Substances 0.000 claims abstract description 3
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 abstract description 22
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 5
- 238000000034 method Methods 0.000 description 4
- 230000010355 oscillation Effects 0.000 description 2
- 230000003534 oscillatory effect Effects 0.000 description 2
- 101100345589 Mus musculus Mical1 gene Proteins 0.000 description 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 1
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 230000008092 positive effect Effects 0.000 description 1
- 230000001960 triggered effect Effects 0.000 description 1
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
- F02K9/32—Constructional parts; Details not otherwise provided for
-
- 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
- F02K9/95—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by starting or ignition means or arrangements
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано при проектировании двигателей твердого топлива.The invention relates to the field of rocket and space technology and can be used in the design of solid fuel engines.
Известно, что для обеспечения увода отделяемых частей используются твердотопливные газосвязанные двигатели с двумя или более числом сопел. В известном двигателе (см. патент 2513052, приоритет с 06.04.2012 г.) содержится корпус с двумя соплами, многошашечный заряд и расположенные в предсопловых объемах воспламенители, инициирующиеся пиропатроном. Недостаток такого двигателя состоит в том, что при одновременном срабатывании воспламенителей волна давления от продуктов сгорания каждого направлена навстречу друг другу и может при встрече усилиться, что приведет к нерасчетному режиму горения заряда. Учитывая, что воспламенители в большинстве случаев срабатывают неодновременно, а распространение волн давления происходит со скоростью звука, волна давления от продуктов сгорания одного воспламенителя проходит всю длину камеры сгорания, отражается от дна и возвращается назад. В это время срабатывает второй воспламенитель, и волна давления от продуктов сгорания, взаимодействуя с отраженной волной давления, также приводит к нерасчетному горению заряда. В процессе горения заряда, также, в силу природы процесса горения, возникают колебательные процессы при истечении продуктов сгорания заряда в сторону соплового объема, которые также, отражаясь от дна, вызывают нерасчетное течение продуктов горения заряда.It is known that to ensure the removal of the separated parts, solid-fuel gas-linked engines with two or more nozzles are used. In the well-known engine (see patent 2513052, priority from 04/06/2012) contains a housing with two nozzles, a multi-cup charge and igniters located in the pre-nozzle volumes, initiated by a squib. The disadvantage of this engine is that with the simultaneous operation of the igniters, the pressure wave from the combustion products of each is directed towards each other and can intensify when they meet, which will lead to an off-design charge burning mode. Considering that igniters in most cases fire simultaneously and the propagation of pressure waves occurs at the speed of sound, the pressure wave from the products of combustion of one igniter passes the entire length of the combustion chamber, is reflected from the bottom and comes back. At this time, the second igniter is triggered, and the pressure wave from the combustion products, interacting with the reflected pressure wave, also leads to an off-design charge burning. During the combustion of the charge, also, due to the nature of the combustion process, oscillatory processes occur during the expiration of the combustion products of the charge in the direction of the nozzle volume, which also, reflecting from the bottom, cause an unaccounted flow of the combustion products of the charge.
Для улучшения процесса воспламенения заряда твердотопливного ракетного двигателя известно устройство воспламенения заряда (см. патент 2500913, приоритет от 23.05.2012 г.), содержащее перфорированный стакан, закрытый крышкой с кольцевым коническим отражателем. Внутри стакана установлен футляр, заполненный пиротехническим составом, инициируемый пиропатроном, установленным в газоподводной трубке. Между стенкой отражателя и торцем футляра в боковой стенке крышки выполнены сквозные каналы, соединяющие внутреннюю полость стакана с объемом камеры сгорания твердотопливного ракетного двигателя.To improve the charge ignition process of a solid propellant rocket engine, a charge ignition device is known (see patent 2500913, priority dated 05/23/2012), containing a perforated cup closed with a cap with an annular conical reflector. Inside the glass there is a case filled with a pyrotechnic composition initiated by a pyro cartridge installed in a gas supply tube. Between the wall of the reflector and the end of the case in the side wall of the lid there are made through channels connecting the internal cavity of the glass with the volume of the combustion chamber of a solid propellant rocket engine.
Установка конического отражателя позволяет улучшить процесс воспламенения заряда, но не гасит волны давления, возникающие в двигателе в процессе горения заряда.The installation of a conical reflector improves the process of ignition of the charge, but does not dampen the pressure waves that occur in the engine during the combustion of the charge.
Задачей предлагаемого изобретения является повышение стабильности горения твердотопливного заряда, и как следствие - повышение надежности работы двигателя в целом.The task of the invention is to increase the stability of combustion of a solid fuel charge, and as a result, to increase the reliability of the engine as a whole.
Это достигается тем, что в известной конструкции двигателя твердого топлива для увода отделяемых частей ракеты, содержащей корпус с твердотопливным многошашечным зарядом, расположенным между опорными решетками и двумя газосвязанными соплами, в предсопловых объемах которого соосно газоподводной трубке с пиропатроном закреплены воспламенители, каждый из которых содержит перфорированный стакан с установленным внутри футляром, заполненным пиротехническим составом, который со стороны газоподводной трубки закрыт крышкой с кольцевым коническим отражателем, между стенкой крышки и торцем футляра в боковой стенке крышки выполнен круговой ряд сквозных каналов, соединяющих внутреннюю полость с предсопловым объемом твердотопливного ракетного двигателя, а в стенке отражателя дополнительно выполнен круговой ряд сквозных отверстий, оси которых расположены перпендикулярно внешней стороне отражателя. Диаметр кругового ряда отверстий в отражателе больше диаметра кругового ряда сквозных отверстий в крышке, и при этом должны выполняться следующие соотношения:This is achieved by the fact that in the known design of a solid fuel engine for withdrawing detachable parts of a rocket containing a body with a solid fuel multi-cup charge located between the support grids and two gas-connected nozzles, in the pre-nozzle volumes of which coaxial ignitors are fixed to the gas supply tube with a pyro cartridge, each of which contains perforated a glass with a case installed inside, filled with a pyrotechnic composition, which is closed by a cover with an annular ring from the side of the gas supply tube nical reflector, between the wall and the end cap sleeve in a side wall of the cover is formed a circular series of through channels connecting the internal cavity with a volume predsoplovym solid rocket motor, and the reflector wall is further arranged a series of circular through holes whose axes are arranged perpendicular to the outer side of the reflector. The diameter of the circular row of holes in the reflector is larger than the diameter of the circular row of through holes in the lid, and the following relationships should be fulfilled:
dотр=(0,4…0,5)Dкорп;d neg = (0.4 ... 0.5) D corp ;
dряд=(0,6…0,8)dотp, гдеd row = (0.6 ... 0.8) d from p , where
Dкорп - внутренний диаметр корпуса;D corp - the inner diameter of the housing
d0Tp - наружный диаметр кольцевого конического отражателя;d 0Tp is the outer diameter of the annular conical reflector;
dряд - диаметр кругового ряда отверстий в кольцевом коническом отражателе.d row - the diameter of the circular row of holes in the annular conical reflector.
Отверстия в отражателе могут быть выполнены на двух и более круговых рядах.The holes in the reflector can be made on two or more circular rows.
Предложенная конструкция ракетный двигатель твердого топлива для увода отделяемых частей поясняется чертежами:The proposed design of a rocket engine of solid fuel for removal of the separated parts is illustrated by the drawings:
Фиг. 1 - общий вид ракетного двигателя твердого топлива для увода отделяемых частей;FIG. 1 is a general view of a solid fuel rocket engine for withdrawing detachable parts;
Фиг. 2 - общий вид перфорированного стакана воспламенителя с отражателем;FIG. 2 is a general view of a perforated igniter cup with a reflector;
Фиг. 3 - расположение отверстий в отражателе;FIG. 3 - the location of the holes in the reflector;
Фиг. 4 - вариант исполнения отверстий в отражателе.FIG. 4 - embodiment of the holes in the reflector.
Ракетный двигатель твердого топлива для увода отделяемых частей состоит из корпуса (1), многошашечного твердотопливного заряда (2), двух опорных решеток (3), двух газосвязанных сопел (4), двух пиропатронов (5), двух воспламенителей (6), каждый из содержит перфорированный стакан (7) с установленным внутри футляром (8), заполненным пиротехническим составом (9). Со стороны пиропатрона (5) футляр (8) закрыт крышкой (10) с кольцевым коническим отражателем (11). В стенке отражателя (11) выполнен круговой ряд сквозных отверстий (12), оси которых расположены перпендикулярно внешней стороне отражателя (11). Диаметр кругового ряда отверстий (12) в отражателе (11) больше диаметра сквозных отверстий (13) в крышке (10). Отверстия (12, 14) в отражателе (11) могут быть выполнены на двух и более круговых рядах.The solid propellant rocket engine for withdrawing the separated parts consists of a housing (1), a multi-shell solid fuel charge (2), two support grids (3), two gas-connected nozzles (4), two squibs (5), two igniters (6), each of contains a perforated glass (7) with a case (8) installed inside and filled with a pyrotechnic composition (9). From the side of the squib (5), the case (8) is closed by a cover (10) with an annular conical reflector (11). A circular row of through holes (12) is made in the wall of the reflector (11), the axes of which are perpendicular to the outer side of the reflector (11). The diameter of the circular row of holes (12) in the reflector (11) is larger than the diameter of the through holes (13) in the cover (10). The holes (12, 14) in the reflector (11) can be made on two or more circular rows.
Ракетный двигатель твердого топлива для увода отделяемых частей работает следующим образом:The rocket engine of solid fuel for removal of the separated parts works as follows:
При срабатывании двух пиропатронов (5), расположенных симметрично с разных сторон от заряда (2), продукты его сгорания обеспечивают зажжение двух воспламенителей (6), которые также расположены симметрично с двух сторон от заряда (2), и в свою очередь обеспечивает зажжение твердотопливного заряда (2), продукты сгорания которого истекают через сопла (4). В процессе запуска и работы двигателя возникают колебательные процессы при истечении продуктов сгорания заряда (2) в сторону предсоплового объема, которые, отражаясь от дна, вызывают нерасчетное течение продуктов горения заряда (2). Для уменьшения амплитуды волн давления весь газовый поток продуктов горения заряда (2) с помощью кольцевого конического отражателя (11) разбивается на две части. Одна часть, обтекая кольцевой конический отражатель (11), взаимодействует с дном корпуса (1), а другая часть - непосредственно со стенкой отражателя (11). За счет этого уменьшается амплитуда колебаний всего потока продуктов сгорания заряда (2).When two pyro-cartridges (5) are located symmetrically on opposite sides of the charge (2), the products of its combustion provide ignition of two igniters (6), which are also located symmetrically on both sides of the charge (2), and in turn provides solid-fuel ignition charge (2), the combustion products of which expire through the nozzle (4). During engine start-up and operation, oscillatory processes occur during the expiration of the products of charge combustion (2) in the direction of the pre-nozzle volume, which, reflected from the bottom, cause an unaccounted flow of the products of charge combustion (2). To reduce the amplitude of the pressure waves, the entire gas flow of the products of charge combustion (2) is divided into two parts using an annular conical reflector (11). One part, flowing around an annular conical reflector (11), interacts with the bottom of the housing (1), and the other part directly with the wall of the reflector (11). Due to this, the amplitude of oscillations of the entire flow of charge combustion products decreases (2).
Эмпирическим путем получено следующее соотношение: dотр=(0,4…0,5)Dкорп, где Dкорп _ внутренний диаметр корпуса, d0Tp -наружный диаметр кольцевого конического отражателя.Empirically obtained following relation: d neg = (0,4 ... 0,5) D Corp., where D Corp. _ inner diameter of the housing, d 0Tp -the exterior diameter of the annular conical reflector.
Для повышения эффекта уменьшения амплитуды давления и уменьшения нагрузок от действия перепада давления продуктов сгорания на отражатель в нем выполнен круговой ряд сквозных отверстий, оси которых расположены перпендикулярно внешней стороне отражателя. Часть потока продуктов сгорания заряда, которая отражается от отражателя, истекает через эти отверстия под углом к продольной оси двигателя и взаимодействует с потоком продуктов сгорания заряда, обтекающий отражатель, уменьшая амплитуду колебаний этого потока. Для исключения взаимовлияния потоков, истекающих из сквозных каналов крышки и потока, отражающего от рассекателя, отверстия в отражателе смещены относительно осей сквозных каналов крышки и расположены в секторе между ними на разных диаметрах. При этом должно выполняться следующее соотношение, полученное эмпирическим путем:In order to increase the effect of decreasing the pressure amplitude and reducing the loads due to the pressure difference of the combustion products on the reflector, a circular row of through holes is made in it, the axes of which are perpendicular to the outside of the reflector. Part of the flow of the products of charge combustion, which is reflected from the reflector, flows through these holes at an angle to the longitudinal axis of the engine and interacts with the stream of products of charge combustion, flowing around the reflector, reducing the amplitude of oscillations of this stream. To exclude the influence of flows flowing from the through channels of the lid and the stream reflecting from the divider, the holes in the reflector are offset relative to the axes of the through channels of the cover and are located in the sector between them at different diameters. In this case, the following relation should be fulfilled empirically:
dряд=(0,6…0,8)dотp, гдеd row = (0.6 ... 0.8) d from p , where
dотp - наружный диаметр кольцевого конического отражателя,d otp is the outer diameter of the annular conical reflector,
dряд - диаметр кругового ряда отверстий в кольцевом коническом отражателе.d row - the diameter of the circular row of holes in the annular conical reflector.
Данное изобретение позволяет достичь большей стабильности процесса горения заряда за счет уменьшения амплитуды волн давления, что оказывает положительное влияние на надежность работы двигателя.This invention allows to achieve greater stability of the combustion process of the charge by reducing the amplitude of the pressure waves, which has a positive effect on the reliability of the engine.
Двигатель данной конструкции планируется применять для увода отделяемых частей ракеты перспективного комплекса.An engine of this design is planned to be used to remove detachable parts of the rocket of a promising complex.
Claims (7)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017145529A RU2678602C1 (en) | 2017-12-25 | 2017-12-25 | Rocket engine for solid fuel for hinder parts separated |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017145529A RU2678602C1 (en) | 2017-12-25 | 2017-12-25 | Rocket engine for solid fuel for hinder parts separated |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2678602C1 true RU2678602C1 (en) | 2019-01-30 |
Family
ID=65273633
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2017145529A RU2678602C1 (en) | 2017-12-25 | 2017-12-25 | Rocket engine for solid fuel for hinder parts separated |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2678602C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN113915003A (en) * | 2021-09-15 | 2022-01-11 | 南京航空航天大学 | Based on NH3Extremely-wide-speed-domain multi-mode combined power cycle system and method |
| RU2775891C1 (en) * | 2022-01-10 | 2022-07-11 | Акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (АО "Корпорация "МИТ") | Solid-fuel rocket engine |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3286472A (en) * | 1964-02-24 | 1966-11-22 | Thiokol Chemical Corp | Rocket motor and ignition system |
| RU2211349C1 (en) * | 2002-07-19 | 2003-08-27 | Федеральный центр двойных технологий "Союз" | Cartridge pressure accumulator |
| RU2443896C2 (en) * | 2009-12-09 | 2012-02-27 | Открытое акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (ОАО "Корпорация "МИТ") | Miniature solid propellant engine |
| RU2500913C1 (en) * | 2012-05-23 | 2013-12-10 | Открытое акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (ОАО "Корпорация "МИТ") | Device to ignite charge of solid-propellant rocket engine |
| RU2513052C2 (en) * | 2012-04-06 | 2014-04-20 | Открытое акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (ОАО "Корпорация "МИТ") | Solid-propellant rocket engine to withdraw rocket jettisonable parts |
-
2017
- 2017-12-25 RU RU2017145529A patent/RU2678602C1/en active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3286472A (en) * | 1964-02-24 | 1966-11-22 | Thiokol Chemical Corp | Rocket motor and ignition system |
| RU2211349C1 (en) * | 2002-07-19 | 2003-08-27 | Федеральный центр двойных технологий "Союз" | Cartridge pressure accumulator |
| RU2443896C2 (en) * | 2009-12-09 | 2012-02-27 | Открытое акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (ОАО "Корпорация "МИТ") | Miniature solid propellant engine |
| RU2513052C2 (en) * | 2012-04-06 | 2014-04-20 | Открытое акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (ОАО "Корпорация "МИТ") | Solid-propellant rocket engine to withdraw rocket jettisonable parts |
| RU2500913C1 (en) * | 2012-05-23 | 2013-12-10 | Открытое акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (ОАО "Корпорация "МИТ") | Device to ignite charge of solid-propellant rocket engine |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN113915003A (en) * | 2021-09-15 | 2022-01-11 | 南京航空航天大学 | Based on NH3Extremely-wide-speed-domain multi-mode combined power cycle system and method |
| RU2775891C1 (en) * | 2022-01-10 | 2022-07-11 | Акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (АО "Корпорация "МИТ") | Solid-fuel rocket engine |
| RU2805347C1 (en) * | 2022-12-01 | 2023-10-16 | Акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (АО "Корпорация "МИТ") | Dual-nozzle solid propellant rocket engine (spre) with a multi-grain charge |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP7401516B2 (en) | Device and method for generating high amplitude pressure waves | |
| CN103899435A (en) | Combined pulse detonation engine detonation chamber | |
| CN107013369A (en) | A kind of open and close type rotates the unidirectional priming device of detonation engine | |
| RU2678602C1 (en) | Rocket engine for solid fuel for hinder parts separated | |
| US3044255A (en) | Powder propulsive for rockets or other self-propelled projectiles | |
| RU2326260C2 (en) | Charge molded within solid-fuel rocket engine case | |
| US3994232A (en) | Pneumatic match through use of a conical nozzle flare | |
| US20130145746A1 (en) | Vortex cannon with enhanced ring vortex generation | |
| RU2445492C1 (en) | Dual-mode power plant | |
| RU2500913C1 (en) | Device to ignite charge of solid-propellant rocket engine | |
| RU2383764C1 (en) | Solid propellant rocket engine | |
| WO2023220504A2 (en) | Baffled start section for ram accelerator | |
| RU2604772C1 (en) | Pulsed solid-fuel engine | |
| RU2422663C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| US20050279083A1 (en) | Folded detonation initiator for constant volume combustion device | |
| RU2513052C2 (en) | Solid-propellant rocket engine to withdraw rocket jettisonable parts | |
| RU2678726C1 (en) | Powder pressure accumulator for mortar scheme of separation of rocket stages in flight | |
| RU2357200C2 (en) | Missile | |
| RU2687500C1 (en) | Dual-mode solid-propellant rocket engine | |
| RU2620613C1 (en) | Rocket engine of rocket-assisted projectile | |
| RU2708755C1 (en) | Solid-propellant gas generator | |
| RU2389895C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2066426C1 (en) | Detonation chamber | |
| US4208948A (en) | High efficiency propulsion system | |
| RU191726U1 (en) | Solid fuel gas generator |