RU2704058C9 - Separating bottom of multi-impulse solid propellant rocket engine - Google Patents
Separating bottom of multi-impulse solid propellant rocket engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2704058C9 RU2704058C9 RU2018140861A RU2018140861A RU2704058C9 RU 2704058 C9 RU2704058 C9 RU 2704058C9 RU 2018140861 A RU2018140861 A RU 2018140861A RU 2018140861 A RU2018140861 A RU 2018140861A RU 2704058 C9 RU2704058 C9 RU 2704058C9
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- holes
- sustainer
- groups
- chamber
- rocket engine
- 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
- F02K9/28—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants having two or more propellant charges with the propulsion gases exhausting through a common nozzle
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
- Separation Using Semi-Permeable Membranes (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к многоимпульсным твердотопливным ракетным двигателям, и может быть использовано при создании ракет.The invention relates to the field of rocket technology, namely to multi-pulse solid propellant rocket engines, and can be used to create rockets.
Разделительное днище в составе многоимпульсного ракетного двигателя твердого топлива, в частности двухимпульсного, состоящего из цилиндрического корпуса, стартовой и маршевой камер с пороховыми канальными зарядами и сопла. Разделительное днище расположено между камерами и представляет собой монолитную конструкцию с группами отверстий, симметрично расположенными относительно продольной оси и закрытыми плоскими тонкостенными мембранами, герметично закрепленными на разделительном днище и имеющими теплозащитное покрытие. Группы отверстий располагаются произвольно относительно каналов заряда маршевой ступени, а их размер выбирается из соотношений, указанных в настоящем изобретении, подтвержденных стендовыми испытаниями.Separation bottom as part of a multi-pulse solid fuel rocket engine, in particular a two-pulse one, consisting of a cylindrical body, launch and sustainer chambers with powder channel charges and nozzles. The separation bottom is located between the chambers and is a monolithic design with groups of holes symmetrically located relative to the longitudinal axis and closed with flat thin-walled membranes, hermetically fixed to the separation bottom and having a heat-protective coating. The groups of holes are located randomly relative to the charge channels of the marching stage, and their size is selected from the ratios indicated in the present invention, confirmed by bench tests.
Наиболее близким по технической сущности и достигаемому положительному эффекту является двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива (патент России №2390646 МПК F02K 9/28 (2006/01), содержащий цилиндрический корпус, стартовую и маршевую камеры с пороховыми канальными зарядами, разделительное днище, устройство вскрытия днища и сопло. Устройство вскрытия выполнено в виде симметрично расположенных относительно продольной оси двигателя на днище сферических перфорированных заглушек, выгнутых в сторону маршевой камеры, причем со стороны стартовой камеры заглушка взаимодействует с тонкостенной мембраной, повторяющей форму заглушки, герметично закрепленной по периферии на заглушке и имеющей теплозащитное покрытие, при этом заглушки расположены напротив каналов порохового заряда маршевой камеры.The closest in technical essence and the achieved positive effect is a dual-mode solid fuel rocket engine (Russian patent No. 2390646 IPC F02K 9/28 (2006/01), containing a cylindrical body, launch and marching chambers with powder channel charges, a separation bottom, a bottom opening device and the nozzle. The opening device is made in the form of spherical perforated plugs symmetrically located relative to the longitudinal axis of the engine, curved towards the marching chamber, and from the start side oh chamber stub interacts with the thin-walled diaphragm repeats the shape of the plug sealingly clamped peripherally on the plug, and having a thermal barrier coating, wherein the plugs are disposed opposite channels sustainer propellant charge chamber.
Недостатком этого устройства является следующее.The disadvantage of this device is the following.
Для получения оптимальных внутрибаллистических характеристик на старте, обычно используют максимально возможное рабочее давление в камере сгорания стартового режима. При этом давлении напряжения, возникающие в конструкции разделительного днища, близки к допустимым с учетом запаса прочности.To obtain optimal ballistic characteristics at the start, usually use the maximum possible operating pressure in the combustion chamber of the start mode. At this pressure, the stresses arising in the design of the separation bottom are close to permissible, taking into account the safety margin.
В разделительном днище выполнен ряд основных отверстий, в которые затем вставляются перфорированные заглушки, которые обеспечивают герметизацию стартовой камеры. В случае использования заряда маршевой камеры, имеющего сложную форму, например с количеством каналов (щелей) более 6, соответствующее увеличение количество отверстий под заглушки, располагаемые напротив каналов (щелей) заряда приводит к снижению прочности разделительного днища в местах перемычек между отверстиями за счет их утонения и деформации днища в сторону маршевой камеры на недопустимую величину, что существенно снижает надежность работы двигателя.A number of main holes are made in the dividing bottom, into which then perforated plugs are inserted, which provide sealing of the launch chamber. In the case of using the charge of the marching chamber, which has a complex shape, for example, with the number of channels (slots) more than 6, a corresponding increase in the number of holes for plugs located opposite the channels (slots) of the charge leads to a decrease in the strength of the separation bottom in the places of the jumpers between the holes due to their thinning and deformation of the bottom towards the marching chamber by an unacceptable value, which significantly reduces the reliability of the engine.
Целью изобретения является повышение прочности и надежности двигателя.The aim of the invention is to increase the strength and reliability of the engine.
Поставленная цель достигается тем, что разделительное днище в составе многоимпульсного ракетного двигателя твердого топлива, содержащего цилиндрический корпус, стартовую и маршевую камеры с пороховыми канальными зарядами и сопло, выполнено монолитным с группами отверстий, не более шести, расположенными симметрично относительно продольной оси двигателя, закрытыми плоскими тонкостенными мембранами, герметично закрепленными по периферии отверстий и имеющими теплозащитное покрытие, при этом группы отверстий могут располагаться в произвольном положении относительно каналов (щелей) маршевого заряда, а их суммарный размер в начале работы маршевой камеры и толщина мембраны выбираются из соотношений:This goal is achieved by the fact that the separation bottom as part of a multi-pulse solid fuel rocket engine containing a cylindrical body, a launch and marching chamber with powder channel charges and a nozzle is made monolithic with groups of holes no more than six, located symmetrically relative to the longitudinal axis of the engine, closed flat thin-walled membranes, hermetically fixed around the periphery of the holes and having a heat-shielding coating, while groups of holes can be located in the openings arbitrary position relative to the channels (slots) of the sustainer charge, and their total size at the beginning of the operation of the sustainer chamber and the thickness of the membrane are selected from the ratios:
n⋅Sотв≥1,45Sкр,n⋅S holes ≥1,45S kr
2δmin⋅τср≥Ркс⋅R⋅K,2δ min ⋅τ cf. ≥R ks ⋅R⋅K,
где n - общее число отверстий;where n is the total number of holes;
Sотв - площадь отверстия;S holes - hole area;
Sкр - площадь критического сечения сопла;S cr - the area of the critical section of the nozzle;
δmin- минимальная толщина мембраны;δ min - the minimum thickness of the membrane;
τср - предельное напряжение на срез материала мембраны;τ cf - ultimate stress on the slice of the membrane material;
Ркс - давление в стартовой камере;R ks - pressure in the launch chamber;
R - радиус отверстия;R is the radius of the hole;
K - коэффициент запаса прочности.K is the safety factor.
Изобретение поясняется чертежами, где на фиг. 1 изображен общий вид устройства, на фиг. 2 - возможное расположение каналов (щелей) в заряде маршевой камеры, на фиг. 3 - расположение отверстий в днище, на фиг. 4 - конструкция днища, на фиг. 5 - мембрана с насечками.The invention is illustrated by drawings, where in FIG. 1 shows a general view of the device, FIG. 2 - possible arrangement of channels (slots) in the charge of the sustainer chamber, in FIG. 3 - the location of the holes in the bottom, in FIG. 4 - bottom structure, FIG. 5 - membrane with notches.
Устройство (фиг. 1) содержит камеру сгорания 1 с твердотопливным зарядом 2, обеспечивающим стартовый режим, камеру сгорания 3 с твердотопливным зарядом 4, обеспечивающим маршевый режим. В заряде 4 выполнены щелевые каналы 6 (фиг. 2).The device (Fig. 1) contains a
Стартовая (1) и маршевая (3) камеры разделены днищем 5. Разделительное металлическое днище 5 защищено теплоизоляцией 12 со стороны стартовой камеры и теплоизоляцией 13 со стороны маршевой камеры (фиг. 4). В днище (фиг. 3) выполнены шесть групп отверстий, суммарное проходное сечение которых составляет 1,45Sкр, что обеспечивает дозвуковое истечение продуктов сгорания и надежную работу маршевой ступени. Со стороны стартовой камеры группы отверстий 9 закрыты тонкостенными плоскими мембранами 7 с теплоизоляцией 8 (фиг. 4).The start (1) and mid-flight (3) chambers are separated by the
На мембране 7 нанесены радиальные лепестковые насечки 11 (фиг. 5), позволяющие обеспечить ее стабильное вскрытие при достижении заданного давления в маршевой камере.A
Для истечения продуктов сгорания из стартовой и маршевой камер используется одно сопло 10 с площадью критического сечения Sкр.For the expiration of combustion products from the launch and mid-flight chambers, one
Предлагаемое устройство работает следующим образом. Включение стартовой и маршевой камер производится последовательно. При включении стартовой камеры давление продуктов сгорания стремится продавить тонкостенную мембрану через отверстия в разделительном днище, создавая максимальные напряжения по периметру отверстия.The proposed device operates as follows. The start and marching cameras are switched on sequentially. When the start chamber is turned on, the pressure of the combustion products tends to push a thin-walled membrane through the holes in the separation bottom, creating maximum stresses around the perimeter of the hole.
При работе стартовой камеры для предотвращения вскрытия мембраны расчетной принимается нагрузка от воздействия давления на локальный участок мембраны, соответствующий площади одного отверстия, что позволяет применить для герметизации тонкостенную плоскую мембрану.When the launch chamber is used to prevent the opening of the calculated membrane, the load from the pressure on the local portion of the membrane corresponding to the area of one hole is accepted, which allows the use of a thin-walled flat membrane for sealing.
При включении маршевой камеры продукты сгорания, проникая через отверстия, воздействуют на мембрану по всей ее площади, вскрывают ее и, проникая в стартовую камеру, истекают через сопло.When the sustainer chamber is switched on, the combustion products, penetrating through the holes, act on the membrane over its entire area, open it and, penetrating the launch chamber, expire through the nozzle.
Применение в мембране радиальных насечек позволяет обеспечить их стабильное вскрытие при достижении определенного давления.The use of radial notches in the membrane allows for their stable opening when a certain pressure is reached.
Проведенными стендовыми испытаниями подтверждено, что суммарная проходная площадь в разделительном днище, составляющая 1,45 Sкр, обеспечивает дозвуковое истечение продуктов сгорания при работе маршевой камеры и надежную работу двигателя.By bench tests, it was confirmed that the total passage area in the separation bottom, which is 1.45 S cr , ensures subsonic outflow of combustion products during the operation of the sustainer chamber and reliable operation of the engine.
Предложенное техническое решение позволяет повысить надежность и прочность двигателя путем применения простых конструктивных решений.The proposed technical solution allows to increase the reliability and strength of the engine by applying simple design solutions.
Claims (11)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2018140861A RU2704058C9 (en) | 2018-11-20 | 2018-11-20 | Separating bottom of multi-impulse solid propellant rocket engine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2018140861A RU2704058C9 (en) | 2018-11-20 | 2018-11-20 | Separating bottom of multi-impulse solid propellant rocket engine |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2704058C1 RU2704058C1 (en) | 2019-10-23 |
RU2704058C9 true RU2704058C9 (en) | 2019-12-18 |
Family
ID=68318560
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2018140861A RU2704058C9 (en) | 2018-11-20 | 2018-11-20 | Separating bottom of multi-impulse solid propellant rocket engine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2704058C9 (en) |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3879942A (en) * | 1972-06-22 | 1975-04-29 | Dynamit Nobel Ag | Partition for rocket engines |
EP0372139A1 (en) * | 1983-05-26 | 1990-06-13 | Thiokol Corporation | Membrane seal for application to pulsed rocket motor |
EP1138923B1 (en) * | 2000-03-01 | 2005-10-19 | Roxel France | A multi-staged rocket engine with an interstage separation bulkhead |
RU2390646C1 (en) * | 2008-12-29 | 2010-05-27 | Открытое акционерное общество "Машиностроительное конструкторское бюро "Искра" имени Ивана Ивановича Картукова" | Two-mode solid propellant rocket engine |
RU161009U1 (en) * | 2015-10-06 | 2016-04-10 | Акционерное общество "Машиностроительное конструкторское бюро "Искра" имени Ивана Ивановича Картукова" (АО "МКБ "Искра") | MOTOR INSTALLATION |
-
2018
- 2018-11-20 RU RU2018140861A patent/RU2704058C9/en active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3879942A (en) * | 1972-06-22 | 1975-04-29 | Dynamit Nobel Ag | Partition for rocket engines |
EP0372139A1 (en) * | 1983-05-26 | 1990-06-13 | Thiokol Corporation | Membrane seal for application to pulsed rocket motor |
EP1138923B1 (en) * | 2000-03-01 | 2005-10-19 | Roxel France | A multi-staged rocket engine with an interstage separation bulkhead |
RU2390646C1 (en) * | 2008-12-29 | 2010-05-27 | Открытое акционерное общество "Машиностроительное конструкторское бюро "Искра" имени Ивана Ивановича Картукова" | Two-mode solid propellant rocket engine |
RU161009U1 (en) * | 2015-10-06 | 2016-04-10 | Акционерное общество "Машиностроительное конструкторское бюро "Искра" имени Ивана Ивановича Картукова" (АО "МКБ "Искра") | MOTOR INSTALLATION |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2704058C1 (en) | 2019-10-23 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN109707534B (en) | Radial interlayer type double-pulse engine | |
RU2390646C1 (en) | Two-mode solid propellant rocket engine | |
RU2704058C9 (en) | Separating bottom of multi-impulse solid propellant rocket engine | |
US11643997B2 (en) | Propulsion system with single initiator for multiple rocket motors | |
RU2445492C1 (en) | Dual-mode power plant | |
WO2017033072A1 (en) | Cartridge ammunition | |
US11486336B2 (en) | Propulsion device for liquid propellant rocket engine | |
RU2715453C1 (en) | Multi-mode solid-propellant rocket engine | |
US3434419A (en) | Rocket assisted projectile with movable piston base plate | |
RU2422663C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
RU2715450C1 (en) | Multi-mode rocket engine | |
GB1242231A (en) | Bi-propellant rocket engine | |
JP2006226202A (en) | Two-step thrust rocket motor | |
RU2626617C1 (en) | Liquid propellant rocket for the first launch vehicle stage | |
RU2675983C1 (en) | Cumulative-high-explosive charge engine | |
RU2681733C1 (en) | Camera lpr | |
RU2195628C1 (en) | Device for sealing of jet engine nozzle | |
RU2727116C1 (en) | Solid fuel rocket engine | |
RU2789097C1 (en) | Dual-chamber solid propellant rocket engine (spre) | |
US11852104B2 (en) | Propulsion system with single initiator for multiple rocket motors | |
RU2783054C1 (en) | Dual-mode solid propellant rocket engine | |
RU2308608C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
RU2322603C1 (en) | Solid-propellant charge | |
RU2133371C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
RU2229617C1 (en) | Solid-propellant rocket engine |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
TK4A | Correction to the publication in the bulletin (patent) | ||
TH4A | Reissue of patent specification |